|
Конструирование лонжерона и панель крыла, система крепления
|
|
| engineerklub | Дата: Среда, 04.12.2024, 08:41 | Сообщение # 1 |
 Генералиссимус
Группа: Администраторы
Сообщений: 29682
Статус: Offline
| Конструирование лонжерона и панель крыла, система крепления двигателя и управления КВ средне магистрального пассажирского самолета
Тип работы: Диплом и связанное с ним
Сдано в учебном заведении: ХАИ
Описание:
Выпускная работа бакалавра
Объект исследования: лонжерон крыла, элементы системы управления рулем высоты, системы крепления двигателя.
Цель работы: разработка учебного аванпроекта пассажирского самолета, в который входит определение параметров пассажирского самолета с ТРДД в нулевом приближении, разработка его конструктивно-силовой схемы, расчет аэродинамических и летных характеристик, определение воздушных и массовых нагрузок, действующих на крыло, разработка конструкции лонжерона крыла минимальной массы, системы управления рулем высоты, проектирование системы крепления двигателя, разработка технологии изготовления детали самолета листовой штамповкой, расчет характеристик экономической эффективности проектируемого самолета, разработка системы кондиционирования.
Методы исследования статистический и расчётный, с применением программного обеспечения, разработанного на кафедрах 101, 102, 103, 104.
Результаты выпускной работы бакалавра и ее новизна: в результате выполнения работы полученные следующие результаты:
1) получены параметры пассажирского самолета с ТРДД в нулевом приближении;
2) выбраны, обоснованы и разработаны КСС агрегатов самолета;
3) рассчитаны аэродинамические и летные характеристики самолета и построены поляры при различных конфигурациях;
4) определены воздушные и массовые нагрузки, действующие на крыло
5) рассчитан и сконструирован отсеки переднего лонжерона минимальной массы;
6) разработана технология изготовления детали самолета листовой штамповкой;
7) рассчитаны характеристики экономической эффективности;
8) разработаны системы бытового и аварийно-спасательного оборудования.
СКАЧАТЬ
|
| |
| |
| engineerklub | Дата: Среда, 04.12.2024, 08:41 | Сообщение # 2 |
|
Генералиссимус
Группа: Администраторы
Сообщений: 29682
Статус: Offline
| Содержание
Конструкторский раздел
1.Статистическое проектирование облика самолета
Введение, постановка задачи проектирования
1.1Сбор и обработка статистических данных, их анализ
1.2 Разработка тактико-технических требований к самолету
1.3 Выбор и обоснование схемы самолета
1.4 Определение взлетной массы самолета в нулевом приближении
1.5 Расчет массы конструкции основных агрегатов самолета, массы силовой установки, топлива, оборудования и управления
1.6 Выбор двигателя и его характеристик
1.7 Определение геометрических размеров основных агрегатов самолета (крыла, фюзеляжа, оперения, шасси). Определение положения центра масс. Разработка общего вида самолета…
1.8 Выбор, обоснование, разработка и увязка конструктивно-силовых схем (КСС) агрегатов самолета…
1.9 Выводы…
Расчет аэродинамических и летных характеристик самолета…
2.1Расчет поляр и аэродинамического качества во взлетной, посадочной и крейсерской конфигурациях самолета
2.2 Расчет летных характеристик самолета методом тяг (мощностей)
2.3 Выводы
3.Определение геометрических характеристик элементов регулярной зоны крыла из условий обеспечения их статической прочности
3.1 Расчет воздушных и массовых нагрузок, действующих на крыло
3.2 Выбор материала силовых элементов агрегата
3.3 Проектировочный расчет силовых элементов регулярной зоны в сечениях агрегата…
3.4 Выводы
4. Разработка конструкции сборных узлов и деталей агрегата самолета
4.1 Разработка конструкции лонжерона крыла и панели…
4.1.1Анализ конструктивно-технологических особенностей сборных узлов агрегатов заданного типа самолета
4.1.2Выделение зоны сборного узла из конструктивно-силовой схемы агрегата. Разработка расчетной схемы и определение нагрузок, действующих на сборный узел
4.1.3Определение геометрических параметров силовых элементов сборного узла из условий обеспечения статической прочности и минимума массы.
4.1.4Определение параметров и разработка конструкции соединений силовых элементов сборного узла
4.1.5 Разработка конуструкции панели…
4.1.6 Выводы
4.2Разработка конструкции силовых элементов механической проводки системы управления РВ…
4.2.1 Анализ схем системы управления и конструктивных особенностей их выполнения на самолетах заданного типа…
4.2.2 Разработка трассировки, размещения и типа проводки системы управления, разработка её кинематической схемы. Кинематический расчет системы управления…
4.2.3 Определение нагрузок в тягах, качалках и командном рычаге системы управления…
4.2.4 Обоснование выбора конструкционных материалов и проектировочные расчеты командного рычага, тяги и качалки системы управления. Разработка конструкции характерных сечений и узлов крепления
4.2.5 Техническое описание силовых элементов системы управления
4.2.6 Выводы…
4.3 Разработка конструкции силовых элементов системы крепления дв
4.3.1Анализ схем системы крепления двигателя и конструктивных особенностей их выполнения на самолетах заданного типа…
4.3.2 Выбор и обоснование схемы крепления двигателя
4.3.3Определение нагрузок и выбор материала для силовых элементов системы крепления двигателя…
4.3.4 Определение геометрических параметров и разработка конструкции силовых элементов системы крепления двигателя
4.3.5 Разработка конструкции, чертежа детали и технических условий на ее изготовление
4.3.6 Выводы
СКАЧАТЬ
|
| |
| |
| engineerklub | Дата: Среда, 04.12.2024, 08:41 | Сообщение # 3 |
|
Генералиссимус
Группа: Администраторы
Сообщений: 29682
Статус: Offline
| Технологический раздел
5. Разработка технологии изготовления детали самолета
5.1.1 Разработка технологии изготовления детали самолета листовой штамповкой и проектирование штампа
5.1.2Конструктивно-технологический анализ детали, выбор заготовки и схемы штамповки
5.1.3 Выбор оптимального варианта раскроя материала, представление схемы раскроя полосы и листа
5.1.4 Разработка технологической схемы штампа, расчет потребных ус
5.1.5 Расчет исполнительных размеров рабочих деталей штампа, определение центра давления штампа, конструирование штампа
5.1.6Описание места рабочего и техники безопасности при штамповке дт..66
5.1.7Выводы.
Экономический раздел…
6. Расчет характеристик экономической эффективности…
6.1Определение цены изделия по затратам на изготовление и обоснование безубыточности производства…
6.2 Выводы…
Раздел охраны труда
7.1 Разработка системы кондиционирования воздуха…
7.2Выводы…
Специальная часть работы
8. Анализ катастроф самолётов на 80-140 пассажиров
Список использованной литературы…
Приложение
Конструкторский раздел
1. Статистическое проектирование облика самолета
Введение
Целью задания является проектирования пассажирского самолета с ТТХ самолета на 120 пассажиров с дальностью полета 3000 км.
Для сбора статистических данных были выбраны следующие самолеты-прототипы :
Боинг 727,США
Ту-134,Росcия
Як-42,Россия
MD-80,CША
Разрабатываемый самолет относится к классу среднемагистральных пассажирских самолетов.
Задача проектирования состоит в разработке конструкции нового самолета и его составляющих элементов.
1.1 Сбор и обработка статистических данных, их анализ
Описание самолета Боинг 727:
На рисунку 1.1 показан основной вид самолёта Боинг 727.
Рис 1.1 Чертёж самолёта Боинг 727.
Боинг-727 построен по аэродинамической схеме свободнонесущего низкоплана с Т-образным оперением. Конструкция цельнометаллическая. Фюзеляж типа полумонокок круглого сечения. Крыло стреловидное (32° по линии четвертей хорд). Механизация крыла состоит из предкрылков и трёхщелевых закрылков. Шасси убирающееся, трёхопорное, с носовой стойкой. Силовая установка состоит из 3 ТРД Прэтт-Уитни JT8D-7 (JT8D-9, JT8D-11, JT8D-15, JT8D-17), расположенных в задней части фюзеляжа (2 на пилонах и 1 в фюзеляже). Самолёт оснащён комплексом авионики фирм "Коллинз" или "Ханиуэлл" (с 1994 года на грузовых самолётах американской авиакомпании "ФедЭкс" устанавливается цифровой комплекс EFIS фирмы "Роджерсон Кратос").
Описание самолета Ту-134:
На рисунку 1.2 показан основной вид самолёта Ту-134.
Рис.1.2 Схема Ту-134
Ту-134 выполнен по схеме цельнометаллического свободного низкоплана со стреловидным крылом (угол стреловидности — 35°), размещёнными в хвостовой части фюзеляжа двумя двигателями Д-30 различных серий. Механизация крыла — в виде двухщелевых закрылков, и интерцепторов; предкрылки отсутствуют. Площадь крыла — 127,3 м². Фюзеляж «заимствован» от Ту-124 и удлинён на 7 метров. Оперение — Т-образное. Шасси — убирающееся, трёхопорное. Передняя стойка убирается в нишу в фюзеляже, основные — в специальные гондолы на крыле. Основные стойки имеют по две оси.
В настоящее время самолётам установлен ресурс 40000 лётных часов, 25000 полётов в течение 25 лет. При условии индивидуальной оценки технического состояния ресурс может быть последовательно увеличен до 55000 лётных часов, 32000 полётов, 40 лет.
Силовая установка
Двигатели установлены в хвостовой части фюзеляжа. Серийные Ту-134 оснащались турбореактивными двухконтурными двигателями конструкции Соловьёва Д-30 (ПС-30). Двигатель выполнен по двухвальной схеме, состоит из компрессора, разделительного корпуса с коробками приводов агрегатов, камеры сгорания, турбины и выходного устройства, оснащен реверсивным устройством. Запуск двигателя воздушным стартером. Система зажигания электронная, включает агрегат зажигания и 2 свечи поверхностного разряда.
Описание самолета MD-80:
На рисунку 1.3 показан основной вид самолёта MD-80.
СКАЧАТЬ
|
| |
| |
| engineerklub | Дата: Среда, 04.12.2024, 08:42 | Сообщение # 4 |
|
Генералиссимус
Группа: Администраторы
Сообщений: 29682
Статус: Offline
| Рис.1.3 Схема самолета МД-80
Макдонелл Дуглас MD-80 — ближнемагистральный пассажирский самолёт, разработанный в США в 70-е годы. Был предназначен для замены устаревшего DC-9
Аэродинамическая схема
• двухмоторный турбовентиляторный низкоплан со стреловидным крылом, Т-образным оперением и задним расположением двигателей.
Описание самолета Як-42:
На рисунку 1.4 показан основной вид самолёта Як-42.
Рис.1.4 Схема самолета Як-42.
Як-42 построен по аэродинамической схеме свободнонесущего низкоплана с Т-образным оперением. Конструкция цельнометаллическая. Фюзеляж типа полумонокок круглого сечения (диаметр 4 м). Крыло стреловидное (25° по линии четвертей хорд) с развитой механизацией (предкрылки, двухщелевые закрылки и спойлеры). Все рулевые поверхности снабжены триммерами. Руль направления и элероны имеют сервокомпенсаторы. Управление гидроприводами электрическое. Стабилизатор имеет перевёрнутый профиль двойной кривизны. Шасси убирающееся, трёхопорное с носовой стойкой. Силовая установка состоит из 3 ТРДД Д-36 и ВСУ ТА-6В. Запас топлива расположен в 3 крыльевых баках равной ёмкости. Имеется система аварийного слива топлива в полёте. Система управления ручная (бустер имеется только в канале руля направления). Крыло со сверхкритическим профилем и вертикальными концевыми аэродинамическими поверхностями.
Статистические данные сведены в таблицу и показаны в Приложении А.
1.2 Разработка тактико-технических требований к самолету
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 для 120 пассажиров с дальностью полета L=3000 км, длиной разбега Lразб=1500 м, то назначаем высоту крейсерского полета Нкрейс=9 км, крейсерскую скорость Vкрейс=850 км/ч, Мн=11км=850/1074=0,79.
Полученные ТТТ заносим в таблицу 1.1
Тактико-технические требования Таблица 1.1
Мн=11км Lн=11км, км nпас, чел Lр, м Vкрейс, м/ч Нкрейс, м nэк, чел
0,79 3000 120 1500 850 11000 3
1.3 Выбор и обоснование схемы самолета
Самолет представляет собой свободнонесущий цельнометаллическиймоноплан с низкорасположенным стреловидным крылом и стреловидным Т-образным хвостовым оперением, снабженный тремя ТРДД и трехопорным шасси с передней ногой. Преимущества низкого расположения крыла:
- При аварийной посадке с невыпущенным шасси удар воспринимается в основном конструкцией крыла, защищающей пассажиров и экипаж.
-В случае аварийной посадки на воду крыло, благодаря встроенным топливным бакам-кессонам, выполняет роль понтона, вместе с фюзеляжем обеспечивая плавучесть самолёта.
-Стойки шасси удаётся сделать короткими, и, как следствие, более прочными и лёгкими; упрощается его уборка и выпуск.
-Сказывается влияние земли (экранный эффект) на взлётно-посадочные характеристики.
-При расположении двигателей на крыле упрощается доступ к ним, что делает удобным техническое обслуживание двигателей при эксплуатации.
-Планер самолёта легче по сравнению с высокопланом и среднепланом.
Двигатели установлены в хвостовой части фюзеляжа: два по его бокам, третий
внутри фюзеляжа. Боковые двигатели оборудованы реверсивным устройством тяги.
Заборник воздуха среднего двигателя выведен наверх фюзеляжа.
Преимущества такого расположения двигателей:
-Крыло аэродинамически чистое, работает вся его площадь, и аэродинамическое качество оказывается весьма высоким, больше на 5 - 9%, чем при расположении двигателей на крыле.
-Закрылки занимают большую площадь, так как на крыле нет двигателей.
-Улучшаются характеристики продольной и поперечной устойчивости за счет:
а) работы гондол как горизонтального оперения;
б) выноса горизонтального оперения из зоны скоса потока;
в) улучшения эффективности горизонтального оперения за счет верхней установки, что увеличивает плечо до центра тяжести;
г) малого разворачивающего момента при отказе двигателя.
-Меньше шум от работы силовой установки.
-При пожаре двигателя пламя идет назад и не жжет крыло.
Шасси убираются назад по потоку: главные ноги в гондолы на крыле, передняя
нога — в нишу передней части фюзеляжа
СКАЧАТЬ
|
| |
| |
