|
Проектирование лонжерона крыла, элементов системы управления
|
|
| engineerklub | Дата: Понедельник, 09.12.2024, 08:34 | Сообщение # 1 |
 Генералиссимус
Группа: Администраторы
Сообщений: 29673
Статус: Offline
| Проектирование лонжерона крыла, элементов системы управления рулем направления, системы силовой установки пассажирского самолета (прототип Ан-74 ТК300)
Тип работы: Диплом и связанное с ним
Форматы файлов: КОМПАС, Microsoft Word
Сдано в учебном заведении: ХАИ
Описание:
Выпускная работа бакалавра содержит:
страниц – 148
рисунков – 59
таблиц – 19
приложений – 9
Объект исследования: лонжерон крыла, элементы системы управления рулем направления, системы силовой установки пассажирского самолета с ТРДД.
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 направления, проектирование систем силовой установки, разработка технологии изготовления детали самолета листовой штамповкой, расчет характеристик экономической эффективности проектируемого самолета, разработка системы бытового и аварийно-спасательного оборудования.
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.
Рекомендации по использованию результатов работы: результаты выпускной работы бакалавра будут использованы при дальнейшей разработке самолета, его систем и агрегатов, при обучении на 5 курсе и выполнении дипломного проекта.
ЛОНЖЕРОН, ТЯГА, КАЧАЛКА, КРОНШТЕЙН, ЗАКЛЕПКА, ОПЕРЕНИЕ, ФЮЗЕЛЯЖ, НЕРВЮРА, СТРИНГЕР, ЭПЮРА. ПОЛЯРА, ПЕДАЛИ.
Условия получения работы: по письменному разрешению заведующего кафедрой проектирования самолетов и вертолетов в методическом кабинете кафедры 103 Национального аэрокосмического университета им. Н.Е. Жуковского “ХАИ”.
СОДЕРЖАНИЕ
Конструкторский раздел
1. Статистическое проектирование облика самолета
Введение, постановка задачи проектирования
1.1 Сбор 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
1.7.1 Определение геометрических параметров крыла
1.7.2 Определение геометрических параметров фюзеляжа
1.7.3 Определение геометрических параметров ГО и ВО
1.7.4 Определение геометрических параметров шасси
1.7.5 Разработка общего вида самолета
1.8 Выбор, обоснование, разработка и увязка конструктивно-силовых схем (КСС) агрегатов самолета
1.9 Выводы
2. Расчет аэродинамических и летных характеристик самолета
2.1 Расчет поляр и аэродинамического качества во взлетной, посадочной и крейсерской конфигурациях самолета
2.2 Расчет летных характеристик самолета методом тяг
2.3 Выводы
3. Определение геометрических характеристик элементов
регулярной зоны крыла из условий обеспечения статической прочности
3.1 Расчет воздушных и массовых нагрузок, действующих
на крыло, построение эпюр поперечных сил, изгибающих и крутящих моментов
СКАЧАТЬ
|
| |
| |
| engineerklub | Дата: Понедельник, 09.12.2024, 08:34 | Сообщение # 2 |
|
Генералиссимус
Группа: Администраторы
Сообщений: 29673
Статус: Offline
| Введение
3.1.1 Весовая сводка
3.1.2 Модификация крыла
3.1.3 Поворот крыла с целью использования балочной модели
3.1.4 Геометрические данные крыла
3.1.5 Распределение топлива в крыле
3.1.6 Определение нагрузок на крыло
3.1.7 Построение эпюр поперечных сил, изгибающих и приведенных моментов
3.1.8 ПРОВЕРКА в корневом сечении
3.1.9 Определение внутренних силовых факторов и положения поперечной силы в расчётном сечении
3.2 Выводы
5.4 Разработка технологического процесса изготовления
заданной детали
5.5 Разработка технологической схемы штампа, расчет
потребных усилий
5.6 Расчет исполнительных размеров рабочих деталей штампа, определение центра давления штампа, конструирование штампа
5.7 Расчет деталей штампа на прочность и жесткость,
обоснование выбора пресса для спроектированного
штампа, его техническая характеристика
5.8 Описание места рабочего и техники безопасности при
штамповке детали
5.9 Выводы
Экономический раздел
6. Расчет характеристик экономической эффективности
6.1 Определение цены изделия по затратам на изготовление и обоснование безубыточности производства
6.2 Выводы
Раздел безопасности жизнедеятельности
7.1 Разработка системы бытового и аварийно-спасательного оборудования
7.2 Выводы
Специальная часть работы
8. Разработка варианта компоновки салона регионального
пассажирского самолета
Перечень ссылок
Приложение А
Приложение Б
Приложение В
Приложение Г
Приложение Д
Приложение Е
Приложение Ж
Приложение И
Приложение К
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 52 пассажиров с дальностью полета L=5500 км, длиной разбега Lразб=1000 м, то назначаем высоту крейсерского полета Нкрейс=10.1 км, крейсерскую скорость Vкрейс=700 км/ч.
Подберем количество членов экипажа: на салон ІІ и ІІІ класса необходимо 1 бортпроводник на 25–30, т.е. всего нужно 4 члена экипажа.
Полученные ТТТ заносим в таблицу 1.2.
Таблица 1.2 – Тактико–технические требования
Vmax
км/ч LН=10.1
км nпас
чел Lр
м Нmax
м Vкрейс км/ч Нкрейс м nэк
чел
800 5500 52 1000 11000 700 10.100 4
1.3 Выбор и обоснование схемы самолета
После внимательного изучения всех самолетов, выбранных для сбора статистических данных, я выбрал для проектируемого самолета нормальную аэродинамическую схему, 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 магистральные и региональные самолеты имеют нормальную аэродинамическую схему.
По расположению крыла была выбрана схема высокоплан – самолет, у которого крыло крепится к верхней части фюзеляжа. Интерференция между крылом и фюзеляжем получается минимальной, кроме того:
- обеспечивается очень хороший обзор нижней полусферы летчикам и пассажирам;
- конструктивно упрощаются внутри фюзеляжа пассажирские салоны и грузовые отсеки.
Поскольку возможна эксплуатация самолета на неподготовленных ВПП, при размещении двигателей на пилонах под крылом (обоснование этого выбора см. ниже), высокое расположение крыла защищает двигатели от засасывания в воздухозаборники камней и мусора с поверхности ВПП. Кроме того, высокоплан обладает и другими преимуществами, важнейшими из которых являются: уменьшение сопротивления интерференции, более рациональное использование внутренних объемов фюзеляжа.
Довольно существенным недостатком высокого расположения крыла является невозможность уборки шасси в крыло. Эта проблема решается путем установки в нижней части фюзеляжа специальных гондол для уборки шасси (недостаток – небольшая колея и, как следствие, меньшая устойчивость на рулежке).
Во избежание затенения горизонтального оперения крылом,
СКАЧАТЬ
|
| |
| |
| engineerklub | Дата: Понедельник, 09.12.2024, 08:35 | Сообщение # 3 |
|
Генералиссимус
Группа: Администраторы
Сообщений: 29673
Статус: Offline
| ГО вынесено вверх от спутной струи, на киль (Т-образная схема оперения). Такое размещение горизонтального оперения обладает следующими преимуществами: увеличение плеча LГО от центра тяжести самолета до центра давления горизонтального оперения позволяет уменьшить площадь ГО, а следовательно и его массу. Кроме того, расположенное на конце киля горизонтальное оперение играет роль концевой шайбы, увеличивая эффективное удлинение вертикального оперения, что позволяет уменьшить площадь киля и его массу. Общий выигрыш массы может составить до двадцати процентов массы (20 всего оперения, однако сложность конструкции оперения, передача нагрузок на фюзеляж, требующая усиления киля, могут значительно снизить этот эффект. Основным недостатком Т-образного оперения является потеря устойчивости при попадании оперения в зону спутной струи крыла на больших углах атаки. И хотя полет на больших углах атаки не является режимным для самолета такого класса, применение Т-образного оперения во многом является вынужденным решением.
Размещение двигателей на пилонах под крылом дает возможность разгрузить в полете крыло, что позволяет уменьшить его массу, увеличивает критическую скорость флаттера, так как двигатели играют роль противофлаттерных грузов, также при таком расположении двигателей упрощается их обслуживание. Возможное затруднение из-за потери площадей для размещения механизации разрешается, во-первых, применением более мощной и эффективной механизации, а во-вторых, большим выносом гондол двигателей на пилонах по отношению к передней кромке крыла.
Схема шасси трехопорная, с носовой стойкой. Для самолетов подобного класса такая схема является наиболее распространенной, что объясняется лучшими условиями посадки и более эффективным использованием тормозов.
Итак, самолет имеет нормальную аэродинамическую схему, высокое расположение крыла (высокоплан), двигатели располагаются в гондолах под крылом, оперение Т-образное, , система шасси трехопорная, с носовой стойкой.
Ниже приведена таблица, определяющая основные геометрические параметры самолета с учетом статистических данных.
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 1.3.
СКАЧАТЬ
|
| |
| |
