|
Проектирование лонжерона крыла, силовой установки, стойки ша
|
|
| engineerklub | Дата: Понедельник, 09.12.2024, 08:44 | Сообщение # 1 |
 Генералиссимус
Группа: Администраторы
Сообщений: 30149
Статус: Offline
| Проектирование лонжерона крыла, силовой установки, стойки шасси пассажирского самолета с ТРД (прототип Ту-334) (дипломный проект)
Тип работы: Диплом и связанное с ним
Форматы файлов: КОМПАС, Microsoft Word
Описание:
Дипломный проект
Содержание
1. Статистическое проектирование облика самолета
1.1 Сбор и обработка статистических данных 4
1.2 Тактико-технические требования (ТТТ) 17
1.3 Выбор и обоснование схемы самолета и его основных параметров 17
1.5 Расчет массы конструкции основных агрегатов самолета, массы силовой установки, топлива 18
1.6 Определение геометрических характеристик самолета
1.7 Выбор и обоснование разроботка и увязка конструктивно-силовых схем (КСС) агрегатов самолета
1.8 Выводы 28
2. Расчет аэродинамических характеристик самолета 29
2.1 Расчет поляр и аэродинамического качества во взлетной, посадочной и крейсерской конфигурациях самолета 29
2.2 Расчет летных характеристик самолета методом тяг
2.3 Выводы 30
3. Определение геометрических элементов регулярной зоны крыла и условий обеспечения их статической прочности 31
3.1 Расчет воздушных и массовых нагрузок действующих на крыло, построение эпюры поперечных сил, изгибающих и крутящих моментов 31
3.2 Проектировочный расчет силовых элементов регулярной зоны в сечении агрегата 37
3.3 Выводы 42
4. Разработка конструкции сборных узлов и деталей агрегата самолета 43
4.1 Разработка конструкции лонжерона крыла 43
4.1.1 Анализ конструктивно-технологических особенностей сборных узлов агрегатов заданного типа
4.1.2 Выделение зоны сборного узла из конструктивно-силовой схемы агрегата. Разработка расчетной схемы и определение нагрузок, действующих на сборный узел.
4.1.3 Определение геометрических параметров силовых элементов сборного узла из условий обеспечения статической прочности и минимума массы 45
4.1.4 Определение параметров и разработка конструкции соединений силовых элементов сборного узла 50
4.1.6 Выводы 53
4.2 Разработка конструкции амортизатора основоной стойки шасси 54
4.2.1 Выбор схемы размещения и обоснование кинематической и конструктивно-силовой схемы шасси 54
4.2.2 Определение стояночных,эксплуатационных и расчетных нагрузок,действующих н аэлементы конструкции шасси.Построение эпюр усилий во всех элементах шасси 57
4.2.3 Выводы 58
4.3 Разработка компоновочной схемы силовой установки самолета 59
4.3.1 Выбор и обоснование типа силовой установки самолета 59
4.3.2 Разработка и описание основных систем и подсистем силовой установки 59
4.3.3 Топливная система. Расчет топливной системы на высотность 59
4.3.4 Система подвода воздуха.Теоретическая схема воздухозаборника 59
4.3.5 Маслосистема.Описание и расчет маслорадиатора.
4.3.6 Противопожарная система и описание ее работы…
4.3.7 Управление двигателем…
4.3.8.Разработка чертежа компоновочной схемы силовой установки…
4.3.6 Выводы
5. Разработка технологии изготовления детали самолета
5.1 Конструктивно-технологический анализ детали, выбор заготовки и схемы штамповки
5.2 Анализ технологичности конструктивных элементов детал
5.3 Выбор оптимального варианта раскроя материала, представление схемы раскроя полосы и листа 68
5.4 Разработка технологического процесса изготовления заданной детали
5.5 Разработка технологической схемы штампа, расчёт потребных усилий
5.6 Расчёт исполнительных размеров рабочих деталей штампа, определение центра давления штампа, конструирование штампа
5.7 Расчёт деталей штампа на прочность и жёсткость; обоснование выбора пресса для спроектированного штампа, его техническая характеристика 74
5.8 Выводы
6. Расчет характеристик экономической эффективности
6.1 Определение цены изделия по затратам на проектирование и изготовление 76
6.2 Вывод 79
7. Раздел безопасности жизнедеятельности 81
7.1 Разработка системы кондиционирования воздуха в салоне
Список использованой литературы…
Приложение
СКАЧАТЬ
|
| |
| |
| engineerklub | Дата: Понедельник, 09.12.2024, 08:44 | Сообщение # 2 |
|
Генералиссимус
Группа: Администраторы
Сообщений: 30149
Статус: Offline
| 1.2 Тактико-технические требования (ТТТ)
Исходя из данных статистики, определим схему самолета, внешние формы и взаиморасположение частей, определяющие жесткостные и массовые характеристики, а также тактические, эксплуатационные и технологические характеристики. Исходя из анализа статистических данных и тактико-технических требований для проектируемого самолета, выбираем схему: свободнонесущий цельнометаллический моноплан с низкорасположенным стреловидным крылом и стреловидным Т-образнымхвостовым опереним.
Шасси - трёхопорное с задней стойкой, убираются назад по потоку: главные ноги в гондолы на фюзеляже, передняя нога — в нишу передней части фюзеляжа.
Основные ТТТ занесем в таблицу:
“ТТT проектируемого самолета” Таблица 1.2.1
Относительная толщина профиля с А-12
0,12
Удлинение крыла λ
7,83
Сужение крыла ђ
3,48
Стреловидность Х 24
Диаметр фюзеляжа dф м 3,5
Удлинение фюзеляжа λ
7.82
Число двигателей Nдв шт. 2
Удельная нагрузка на крыло P0 даН/м2 350
“ТТTпроектируемого самолета” Таблица 1.2.2
L,км Nп Lp,м Hпот,м Vkp,км/ч Hkp,м nэк
4100 85 1215 12000 900 12500 5
На основании средних статистических данных составим таблицу № 1.2.3
г.о.
в.о.
l г.о l в.о . c г.о. c в.о. в.о.
г.о.
h г.о h в.о
30 32 4,5 1,5 29 35 12 11 3,5 2,1
1.3 Выбор и обоснование схемы самолета и его основных параметров
При выборе и анализе аэродинамической компоновки самолёта мы должны учесть его назначение и целевые функции. Схема самолета позволяет нам задать внешние формы и взаиморасположение частей, жесткостные и массовые характеристики, тактико-технические, эксплуатационные и технологические характеристики.
Самолет представляет собой свободнонесущий цельнометаллический моноплан с низкорасположенным стреловидным крылом и стреловидным Т-образным хвостовым оперением, снабженный тремя турбовентиляторными двигателями НК-8-2 (НК-8-2У) и трехопорным шасси с передней ногой.
Двигатели установлены в хвостовой части фюзеляжа: два по его бокам. Боковые двигатели оборудованы реверсивным устройством тяги.
Шасси убираются назад по потоку: главные ноги в гондолы на фюзеляже, передняя нога — в нишу передней части фюзеляжа.
Крыло кессонной конструкции, стреловидной формы в плане. Оно состоит из центроплана и двух отъемных частей крыла (ОЧК), состыкованных по нервюрам. Крыло имеет механизацию: закрылки, предкрылки, интерцепторы. На крыле крепятся главные ноги шасси и гондолы, в которые они убираются в полете, а также установлены элероны и аэродинамические гребни .
Носовая часть крыла снабжена воздушно-тепловым и электротепловым
противообледенительным устройством. Теплый воз дух в носок центроплана подается от компрессоров двигателей самолета.
Силовой частью крыла является кессон, воспринимающий основные нагрузки, действующие на крыло. Носок и хвостовая части крыла воспринимают только местные воздушные нагрузки и передают их на кессон. Поскольку носок и хвостовая часть не является силовыми частями крыла, на участках, не обтекаемых воздушным потоком, — внутри фюзеляжа, внутри гондол шасси — они не ставятся.
Хвостовое оперение стреловидное, Т-образное, состоит из вертикального и горизонтального оперения.
Вертикальное оперение включает киль и руль направления, горизонтальное оперение — стабилизатор и руль высоты .
Впереди киля установлен на фюзеляже форкиль.
Стреловидность вертикального и горизонтального оперения превышает
стреловидность крыла, для того чтобы несущие характеристики хвостового оперения с увеличением числа М не ухудшались быстрее, чем характеристики крыла. Большая стреловидность вертикального оперения целесообразна также и потому, что при этом увеличивается эффективность горизонтального оперения из-за увеличения его плеча.
Профиль вертикального и горизонтального оперения симметричный.
Симметричный профиль позволяет сохранить одинаковый характер аэродинамических нагрузок при отклонении рулей в разные стороны и, кроме того, имеет меньшее сопротивление. Вертикальное оперение по сравнению с горизонтальным оперением имеет увеличенную относительную толщину профиля с целью уменьшения массы киля, нагруженного силами, как от вертикального, так и от горизонтального оперения.
. Двигатели установлены в хвостовой части фюзеляжа по его бокам. Двигатели оборудованы реверсивным устройством тяги.
СКАЧАТЬ
|
| |
| |
| engineerklub | Дата: Понедельник, 09.12.2024, 08:44 | Сообщение # 3 |
|
Генералиссимус
Группа: Администраторы
Сообщений: 30149
Статус: Offline
| 1.5 Расчет массы конструкции основных агрегатов самолета,массы силовой установки,топлива.
Взлетная масса самолета нулевого приближения определяется по формуле, полученной из уравнения относительных масс с использованием статистических данных
1.7 Выбор и обоснование разроботка и увязка конструктивно-силовых схем (КСС) агрегатов самолета
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.
Как показывает опыт проектирования самолета, обшивка крыла будет достаточно толстой, с высокими критическими напряжениями, т.е. сможет воспринимать большую часть изгибающего момента (более 50%). Поэтому в массовом отношении выгодно применить кессонное крыло.
Кессонное крыло в весовом отношении выигрывает по сравнению с моноблочным, что связано с меньшей потребной площадью сечений крыла, поскольку слабые лонжероны, в отличие от продольных стенок моноблочного крыла, воспринимают часть изгибающего момента.
Применение кессонного, а не лонжеронного, крыла имеет в данном случае еще один важный аспект: кессонное крыло позволяет использовать свои внутренние объемы для размещения топлива, что крайне важно, когда нежелательно задействовать под топливные баки внутренние объемы фюзеляжа.
Крыло образовано лонжеронами, нервюрами и стрингерами. К нему крепятся закрылки, элероны.
Форма крила в плане – стреловидная.
Продольный силовой набор сосотоит из 2-х лонжеронов, расположенных на 25% и 75% хорд.
Поперечный набор консоли крыла состоит из 16 нервюр, 9 из них силовые. Бортовая нервюра – №1, концевая - №9. К нервюрам №2,3,4,5, крепятся узлы навески механизации задней кромки крыла.
Нервюры расположены по потоку, их шаг составляет 875мм.
Выбор конструктивно-силовой схемы фюзеляжа
При проектировании фюзеляжа необходимо учитывать следующие требования и рекомендации:
– сосредоточенные силы, приложенные к элементам каркаса, необходимо как можно более плавно распределять по обшивке фюзеляжа;
– большие сосредоточенные силы (от двигателей, оперения, крыла, шасси) необходимо передавать на обшивку элементам каркаса направленными параллельно силе. Силы вдоль фюзеляжа должны передаваться на обшивку через стрингеры и продольные балки, а силы, действующие поперек фюзеляжа, - через усиленные шпангоуты;
– сосредоточенные силы, направленные под острым углом к оси фюзеляжа, следует передавать на обшивку через стрингеры и шпангоуты;
– при конструкции герметизированных отсеков фюзеляжа необходимо правильно назначить границу зоны герметизации (с учетом вырезов под шасси, крыло и т.п.); следует избегать применения плоских поверхностей для восприятия избыточного внутреннего давления. Поперечные сечения герметизированных отсеков должны, как правило, иметь форму круга.
.Продольный набор состоит из стрингеров с шагом 350 мм. Поперечный набор состоит из 71 шпангоутов с шагом 400 мм (шаг переменный)
Усиленными являются шпангоуты № 1,2,3,4,5,6,7,8,9,10,11,12,13.
Шпангоут №1 является передней стенкой герметической части фюзеляжа. №4,5 и 8,9 - крепление дверей, между №4,5 - ниша передней стойки шасси, к шпангоутам № 6,7 крепится центроплан крыла
Для илюминаторов, люков и аварийного выхода на крыло, которые нарушают целостность основных силовых элементов и ослабляют конструкцию, делаем отбортовку и для дверей устанавливаем специальные бимсы. К шпангоутам
№ 15,16,17,18,19 крепятся боковые двигатели.
СКАЧАТЬ
|
| |
| |
