МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ РФ

ГОСУДАРСТВЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ

ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ

«ВОРОНЕЖСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ

УНИВЕРСИТЕТ»

(ГОУВПО «ВГТУ»)

Авиационный факультет

Кафедра самолето- и вертолетостроения

КУРСОВАЯ РАБОТА

по дисциплине «Проектирование самолетов»

Тема: «Проектирование пассажирского среднемагистрального самолёта »

Разработал студент СД-091 С.А. Масловский

Руководитель С.К. Кириакиди

Нормоконтролер А.М. Чашников

Защищен___________________Оценка _________________________________

дата

2013

Задание на курсовую работу

Схема самолета

Замечания руководителя

Содержание

Содержание 5

Введение 6

Введение

Самолеты относятся к классу летательных аппаратов, исполь­зующих аэродинамический принцип полета. Они расходуют энер­гию запасенного топлива для создания движущей, подъемной и управляющих сил с помощью воздушной среды. В настоящее время это самый распространенный тип летательных аппаратов с огромным потенциалом дальнейшего развития, так как освоенная область скоростей и высот полета, в которой возможна реализация аэродинамического принципа полета, очень мала, а потребности общества в таких летательных аппаратах постоянно возрастают.

Как объект проектирования современный самолет представ­ляет собой сложную техническую систему с развитой иерархи­ческой структурой, большим числом элементов и внутренних связей, возрастающих примерно пропорционально квадрату числа элементов. Так, планер современного широкофюзеляжного само­лета состоит более чем из миллиона деталей.

Целью курсового проекта является расчет отдельных характеристик и параметров заданного самолета, а так же подробный расчет и конструирование его фюзеляжа.

1 Компоновка самолёта

По данной схеме выбираем прототип самолёта, для которого проводим разбивку общего объёма фюзеляжа с определением пассажирских салонов (с уточнением класса салона), а также вспомогательных и служебных отсеков, включая кабину экипажа, кресла отдыха бортпроводников, буфет, багажные отделения, туалеты и т.д. Прототипом для данной схемы самолёта был выбран самолёт Ту-134, схема которого представлена на рисунке 1, так как он наиболее соответствует заданию курсовой работы. У этого самолёта наиболее близкие лётно-технические характеристики из всех рассмотренных вариантов.

Рисунок 1 – Схема прототипа (Ту-154)

Проведём компоновку пассажирского салона разрабатываемого самолёта. Потребная длина салона определяется по следующей формуле:

, (1.1)

где – минимальное расстояние от плоскости передней перегородки кабины до первого ряда сидений, мм;

– минимальное расстояние от плоскости задней перегородки кабины до переднего крепления ряда сидений, мм;

Iряд – число рядов кресел;

t – расстояние между рядами сидений, мм.

Фюзеляж самолета состоит из 2 пассажирских салонов II класса, для них , рассчитаем их длину:

,

.

Салон имеет посадочную форму 2+2 и 14 рядов кресел, следовательно 56 пассажиров.

Данный самолёт имеет салоны II класса. Для таких салонов количество бортпроводников определяется из расчёта один бортпроводник на 25 – 30 пассажиров, следовательно, нужно 2 бортпроводника.

Так как в самолете имеется 2 салона, то необходимо расположить в фюзеляже 2 кухни, необходимая площадь подсчитывается по формуле (1.2):

, (1.2)

где n_пас – число пассажиров.

Количество туалетных помещений зависит от числа пассажиров и продолжительности полёта. При продолжительности полёта более 4-х часов – один туалет на 30 пассажиров при их числе менее 120. Для данного самолёта необходимо два туалетных помещения. Площадь туалета примем S=1,6 м², ширину 1 м.

Необходимая площадь гардеробных помещений определится по формуле 1.3:

, (1.3)

Потребная площадь гардероба будет равна , но из компоновочных соображений возьмем 2 гардероба площадью 1,5 м² и 1,6 м², и разместим их разных концах фюзеляжа.

Багажный отсек находится в хвостовой части фюзеляжа под полом. Необходимый объем багажных помещений рассчитывается по формуле (1.4):

, (1.4)

Подставим все значения в формулу (1.4), получим необходимый объем багажного отсека , примем объем багажа равным 13 м³.

Экипаж самолёта состоит из двух пилотов и двух бортпроводников.

В объёмах крыла размещаем максимально возможное количество топлива на 70 – 75% консольной части крыла, начиная от второй нервюры. Также дополнительно размещаем бак в центроплане. Общий объём топливных баков будет равен:

, (1.5)

где V_ц – объём топливного бака, размещённого в центроплане, м³;

V₁, V₂ – объёмы соответствующих топливных баков, м³.

Выбираем профиль крыла NACA 2315, и строим сечения топливных баков по координатам профиля NACA 2315. На рисунке 2 представлена компоновка топливных баков.

Рисунок 2 – Компоновка топливных баков

Для определения объёмов баков строим их сечения по координатам профиля, на рисунке 3 представлены сечения топливных баков.

Рисунок 3 – Сечения топливных баков

Определим объём каждого топливного бака по формуле усеченной призмы:

, (1.6)

где V – объем соответствующего топливного бака, м³;

h – высота призмы, м;

S₁, S₂ – площадь топливного бака в сечении нервюр, м².

Площадь S определяется по формуле:

; (1.7)

где a – ширина сечения, м;

b – высота сечения, м.

Находим площади сечений нервюр 2, 6, 10 и 22 соответственно:

Находим объемы топливных баков:

;

Объём бака, находящегося в центроплане, определится по формуле:

, (1.8)

где l – длина бака центроплана, м;

S – площадь сечения бака центроплана, м².

Площадь сечения бака центроплана определится по формуле:

, (1.9)

где a – верхнее основание бака, м;

b – нижнее основание бака, м;

h_тр – высота бака, м.

На рисунке 4 представлено сечение бака центроплана:

Рисунок 4 – Сечение бака центроплана

Найдем площадь сечения бака центроплана:

.

Объем бака центроплана:

.

Таким образом, зная объёмы всех топливных баков, мы находим общий объём топлива по формуле (5):

.

2 Расчет дальности полета самолета

После размещения топливных баков в крыле и фюзеляже самолёта необходимо определить дальность полёта самолёта. Дальность полёта L (км) определяется по формуле:

, (2.1)

где K – аэродинамическое качество на крейсерском режиме полёта;

v_крейс – крейсерская скорость полёта на высоте Н, км/ч;

C_p – суммарный расход топлива всех двигателей самолёта, кг/ч;

– относительная масса топлива без аэронавигационного запаса G_анз.

Относительная масса топлива определяется по формуле:

, (2.2)

где m_т – масса топлива без аэронавигационного запаса.

Масса топлива без аэронавигационного запаса определяется по формуле:

(2.3)

Аэронавигационный запас топлива G_анз, требуемый для 45 минут полёта, определяется по формуле:

, (2.4)

где P_д1 – тяга одного двигателя, кг;

n_д– количество двигателей.

Аэродинамическое качество рассчитывается для высоты Н по формуле:

, (2.5)

где C_y – коэффициент подъёмной силы самолёта для высоты Н;

C_x – коэффициент лобового сопротивления.

Здесь коэффициент C_y находится по формуле:

, (2.6)

где – плотность воздуха на высоте Н, кг/м³;

S – площадь крыла, м²;

Y – подъёмная сила самолёта, H.

Подъемная сила определяется по формуле:

, (2.7)

где g – ускорение свободного падения, м/с².

.

Плотность воздуха на высоте H=10000 м равняется 4,21 кг/м³. Крейсерская скорость v_крейс = 830 км/ч = 230 м/с. Площадь крыла S = 156 м². Коэффициент лобового сопротивления C_x = 0,024. Суммарный расход топлива всех двигателей самолёта C_p =0,57 кг/ч;

Находим коэффициент C_y:

Теперь определим величину коэффициента K по формуле (2.5):

.

Определим аэронавигационный запас топлива для 45 минут полёта по формуле (2.4):

.

Плотность авиационного керосина составляет 850 кг/м³. Зная общий объём топливных баков и плотность топлива, мы можем найти необходимую массу топлива по следующей формуле:

(2.8)

где – плотность авиационного керосина, кг/м³.

Отсюда находим массу топлива:

кг.

Определим массу топлива без аэронавигационного запаса по формуле (2.3):

.

Определим относительную массу топлива без аэронавигационного запаса по формуле (2.2):

.

Определив все необходимые величины, вычислим дальность полёта L по формуле (2.1):

.

3 Расчет средних аэродинамических хорд

Средние аэродинамические хорды крыла, горизонтального и вертикального оперения рассчитываются графическим путем, их расчет представлении на рисунках 5, 6, 7.

Рисунок 5 – Расчет средней аэродинамической хорды крыла

Рисунок 6 - Расчет средней аэродинамической хорды горизонтального оперения

Рисунок 7 - Расчет средней аэродинамической хорды вертикального оперения

4 Расчет центровки самолета

По статистике, с учётом известного взлётного веса самолёта G₀, определяем веса основных его агрегатов: крыла, фюзеляжа, вертикального и горизонтального оперения, шасси, двигателей, экипажа, пассажиров, гардеробов, кресел пассажиров и экипажа.

Вес каждого кресла самолета равен 14 кг, вес членов экипажа n_э=70 кг, вес пассажиров n_пас=90кг. Масса одного двигателя G_двиг=2350 кг, масса гардероба G_гард=250 кг, масса туалета G_туал=250 кг

Вес оборудования в носовой части фюзеляжа G_об примем равным 450 кг, тогда вес носовой части G_{нос ч} определится по формуле (4.1):

, (4.1)

где n_пил – количество пилотов, чел.

.

Вес носовой стойки шасси:

, (4.2)

.

Вес первого и второго салонов складывается из веса пассажиров салоне и веса кресел:

, (4.3)

, (4.4)

Находим веса салонов: , .

Вес багажа определится по следующей формуле:

, (4.5)

кг.

Вес фюзеляжа равен:

, (4.6)

кг.

Вес крыла равен:

, (4.7)

где G_кр – масса конструкции крыла, кг;

G_т – масса топлива расположенного в крыле, кг;

G_снар – масса снаряжения крыла, кг.

Масса конструкции крыла рассчитывается по формуле:

, (4.8)

кг.

Масса снаряжения крыла:

, (4.9)

кг.

кг.

Вес кухни определяется по следующей формуле:

(4.10)

где G_{об кух} – масса кухни с оборудованием на одного пассажира, кг;

G_со – масса съёмного оборудования на одного пассажира, кг;

G_пп – масса продуктов питания на одного пассажира, кг.

, , .

кг.

Вес топливного бака, расположенного в центроплане:

, (4.11)

кг.

Вес основной стойки шасси:

, (4.12)

кг.

Вес вертикального оперения:

, (4.13)

кг.

Вес горизонтального оперения:

, (4.14)

кг.

После определения весов всех агрегатов нужно найти координату центра тяжести каждого из них на чертеже. Для этого введём систему координат, у которой ось 0Х направлена от носа самолёта к его хвосту и лежит на земле, а ось 0Y направлена вертикально вверх (см. рис. 9).

Рисунок 8 – Массовые силы, действующие на самолёт

То есть при такой системе координат самая передняя точка самолёта, находящаяся на носовом обтекателе, будет иметь координаты (0; Y). Введя систему координат, измерим координаты центров тяжести каждого агрегата, для которого была определена масса.