Проектирование фюзеляжа административного самолета

Самолет рассчитан на 15 человек. Выполнен он по нормальной аэродинамической схеме и представляет собой моноплан с низкорасположенным крылом. Имеет  трехопорную стойку шасси и Т – образное оперение.

Масса коммерческого  груза – 1500 кг, продолжительность  полета – 4850 км.

 

Рис.5. Самолет “Як - 48”

 

“Як - 48” (рис.5) является одним из лучших отечественных проектов административных самолетов. Данный самолет  мог бы стать одним из главных конкурентов западным фирмам, которые занимаются разработкой проектов самолетов бизнес – класса.

Самолет предназначен для  перевозки 12 пассажиров. Для обеспечения  безопасности полета в хвостовой  части фюзеляжа установлены два  двигателя ТРД. Их расположение выгодно тем, что снижается шум в пассажирском салоне.

Самолет имеет следующие  характеристики:

дальность полета – 4500 км;

максимальная скорость полета – 830 км;

высота крейсерского полета – 11 км.

1.2 Тактико-технические требования (ТТТ)

 

После сбора статистических данных переходим к разработке ТТТ. Этот этап будет проводиться на основе анализа статистических материалов, дополнив заданные ТТТ проектируемого самолета.

Так как задан пассажирский самолет с 10-ю пассажирами на борту и дальностью полета L=8000 км, практическая высота  Н_пр.=15,5 км, крейсерская скорость Vкрейс=930 км/ч, то назначаем длину разбега Lразб=1200 м, Мн=15,5км=930/1074=0,87.

Подберем количество членов экипажа: на отделение I класса с числом пассажиров до 10 необходимо 1 бортпроводник, т.е. всего нужно 3 члена экипажа.

Полученные ТТТ заносим  в таблицу 2.

 

Таблица 2. Тактико-технические  требования

Мн=15,5км	Мmax	Lн=15,5км, м	nпас, чел	Lр, м	Vкрейс, км/ч	Нпр, м	nэк, чел
0,866	0,915	8000	10	1200	930	15500	3

1.2.1 Выбор  и обоснование схемы самолета  и его основных параметров

После внимательного  изучения всех самолетов, выбранных  для сбора статистических данных, выбрана для проектируемого самолета нормальная аэродинамическая схема, т.к. она дает следующие преимущества:

- плавное обтекание  крыла;

- ГО не затеняет  крыло;

- носовая часть короткая, что приводит к лучшей путевой устойчивости.

В настоящее время  все межконтинентальные и магистральные  самолеты имеют нормальную аэродинамическую схему.

По расположению крыла  была выбрана схема низкоплан, при  этом достигается ряд преимуществ:

1. короткое и легкое шасси, которое убирается в гондолы под крылом;
2. механизация может быть расположена по всей длине крыла;
3. использование эффекта экрана на взлете и посадке (повышается Су);
4. хорошая плавучесть;
5. относительная безопасность пассажиров при вынужденной посадке.

Двигатели размещены  в хвостовой части фюзеляжа.

По статистическим данным были определены основные параметры  крыла λ, χ, η, , относительная хорда закрылка , углы отклонения закрылков , относительная площадь элерона , параметры фюзеляжа, ГО, ВО, и занесены в таблицу 3.

 

Таблица 3. Основные параметры  самолета

λ°	χ°	η					λ°ф	Dф	Lф
7	25	2,6	12	0,6	30	0,04	8	2,4	19,2
		λ°го	λ°во	χ°го	χ°во	го	во	ηго	ηво
0,235	0,24	3	1	37	35	11	16	1,4	1,4

1.2.2 Определение взлетной массы самолета

Используя статистические данные, вычисляем:

масса экипажа mэк=80· n_эк=80·3=240 [кг];

масса коммерческой нагрузки m_гр=120· n_пас=120·10=1200 [кг];

относительная масса  топлива  , где L-дальность полета, L=8000[м],

V-скорость полета, V=930[км/ч],

a=0.05, b=0.06, тогда ;

относительная масса  конструкции  ;

относительная масса  силовой установки  ;

относительная масса  оборудования .

Взлетная масса самолета в нулевом приближении определяется по формуле:

[кг].

 

Определяем массу конструкции  самолета: [кг].

Масса крыла  [кг].

Масса фюзеляжа [кг].

Масса оперения [кг].

Масса шасси [кг].

Масса топлива [кг].

Все значения масс заносим в таблицу 4.

 

Таблица 4. Значение масс агрегатов самолета

m0, кг	mгр, кг	mэк, кг	mк, кг	mкр, кг	mф, кг	mоп, кг	mш, кг	mт, кг	mсу, кг	mдв, кг
7783	1200	240	2335	918	834	154	430	1510	934	768

 

Из статистических данных определяем тяговооруженность самолета данного класса: t0 =0.3[кН/кН].

Тогда потребная тяга будет равняться 

Р0=t0m0g=0.3 ·7783·9.81=22905,4[кН].

Так как данный самолет  является самолетом I-го класса и он должен обеспечивать безопасный взлет и продолжение полета в случае отказа одного из двигателей, было решено установить два двигателя с потребной стартовой тягой Р0=1633[кН]. Для проектируемого самолета я выбрала двигатель ТРДД CFJ 801-116 (рис.6).

 

Рис.6. Двигатель ТРДД CFJ 801-116

 

Этот двигатель имеет  следующие параметры:

потребная стартовая  тяга Р0=1633[даН];

удельный расход топлива  на взлете Ср взл=0,633[кг/кгс·ч];

удельный вес gдв=0,2;

степень повышения давления p=11.7;

диаметр двигателя Dдв=533[мм];

масса двигателя mдв=325[кг];

степень двухконтурности m=0.9.

1.3 Определение геометрических характеристик  самолета

1.3.1 Определение  геометрических параметров крыла

Удельная нагрузка на крыло при взлете Р0=337[даН/м2].

Определяем площадь  крыла из соотношения

 

[м2].

 

Размах крыла  [м], где λ=7 – удлинение крыла.

Корневая b0 и концевая bк хорды крыла определяются из условий значений S, l, η:

η=2.6 – сужение крыла,

 

[м];

[м].

 

Средняя аэродинамическая хорда вычисляется:

 

[м].

 

Определяем координату САХ по размаху крыла:

 

[м].

 

Координата носка САХ  по оси ОХ определяется:

, где cпк=30° - угол по передней кромке крыла,

[м].

1.3.2 Определение  геометрических параметров фюзеляжа

Длина фюзеляжа [м].

Длина носовой части фюзеляжа [м].

Длина хвостовой части фюзеляжа [м].

1.3.3 Определение геометрических параметров ГО и ВО

Площадь ГО [м2].

Также, как и для  крыла, определяются , , , , , :

размах ГО [м];

корневая хорда ГО [м];

концевая хорда ГО [м];

средняя аэродинамическая хорда ГО [м];

координата САХ по размаху ГО [м];

координата носка САХ  по оси ОХ [м].

Определим геометрические характеристики ВО:

площадь ВО [м2];

размах ВО [м];

корневая хорда ВО [м];

концевая хорда ВО [м];

средняя аэродинамическая хорда ВО [м];

координата САХ по размаху ВО [м];

координата носка САХ по оси  ОХ [м].

1.3.4 Определение параметров шасси

Вынос главных колес  е=0,2ba=0.2·2.36=0.472[м].

Угол касания хвостовой пяткой :

j=aпос.max-aз-y, где aпос.max - максимальный посадочный угол атаки, aпос.max =17°,

aз =0¸4° - угол заклинения крыла, aз =3°,

y=(-2°)¸(2°) – стояночный угол, y=2°,

j=17°-3°-2°=12°.

База шасси  [м].

Вынос передней опоры  [м].

Колея шасси 2Н£В<15[м], если Н=2.25[м], тогда В=4.50[м].

 

Раздел 2

Конструктивно-силовая  схема

Введение

 

Данная расчетно-графическая  работа предусматривает:

1. выбор и обоснование конструктивно-силовых схем крыла, фюзеляжа, горизонтального оперения, вертикального оперения и шасси;
2. выполнение чертежей (формат А4) крыла, фюзеляжа, горизонтального оперения, вертикального оперения, закрылков, элеронов и шасси самолета;
3. выполнение схемы силовой увязки агрегатов самолета;
4. краткое механическое описание конструктивно-силовых схем агрегатов самолета и схемы силовой увязки агрегатов самолета.

Расчетные данные берутся  из расчетно-графической работы №1.

При выборе конструктивно-силовых  схем агрегатов самолета необходимо учитывать следующие условия:

1. масса конструкции планера самолета для заданных условий должна быть наименьшей, что достигается рациональной передачей сил по элементам конструкции при требуемой жесткости;
2. конструкция должна быть технологичной, т.е. такой, чтобы для ее изготовления могла быть применена наиболее простая и рациональная технология;
3. конструкция должна обеспечивать наибольшие удобства в эксплуатации самолета благодаря рациональному размещению люков и эксплуатационных разъемов агрегатах, для подхода к силовой установке, оборудованию и т.д.

 

2.1 Выбор конструктивно-силовой схемы крыла

 

Выбор конструктивно-силовой  схемы крыла определяется:

1. компоновкой крыла - наличием в обшивке люков для обслуживания расположенных в крыле агрегатов оборудования, наличием в крыле бака для топлива;
2. компоновкой фюзеляжа – наличием достаточных объемов для центральной части крыла в фюзеляже (при однолонжеронном крыле объемы в фюзеляже требуются минимальные);
3. требованием жесткости.

Для приближенного выбора конструктивно-силовой схемы крыла  воспользуемся понятием условного  лонжерона, ширина пояса которого составляет 60% хорды крыла в расчетном сечении. В задании берется корневая хорда b0. Толщина пояса условного лонжерона определяется по формуле:

 

, где

 

Р0 – удельная нагрузка на крыло при взлете;

S – площадь крыла;

Za - координата средней аэродинамической хорды от продольной оси самолета по размаху крыла;

mi – масса груза, расположенного на крыле;

zi – координата центра масс груза, расположенного на крыле, от продольной оси самолета по размаху крыла;

np=3 – коэффициент расчетной перегрузки;

mкр – масса крыла;

- относительная толщина профиля  крыла;

b0 – корневая хорда крыла.

Для изготовления пояса  лонжерона выбираем материал из алюминиевого сплава Д16Т, для которого

sр =330[МПа]=330×106[Па];

Запишем исходные данные для определения dу:

Р0=3370 [Н/м2]; =0,12;zi=1.5[м];

mi=210.7 [кг];b0=3,2[м];za=3.2[м];

mкр=1351 [кг];S=33,317[м2];

[м].

Т.к. толщина пояса  условного лонжерона меньше, чем 3 мм, то, как показывает опыт проектирования самолета, обшивка крыла будет  тонкой и ее критическое напряжение низким. Материала недостаточно, чтобы сформировать обшивку со стрингерами, подкрепляющими обшивку и тем самым повышающими ее критические напряжения. В таком случае рационально использовать лонжеронное крыло, в котором изгибающий момент в основном, т.е. 50%, воспринимается лонжероном.