Проектирование фюзеляжа административного самолета

УЛЬЯНОВСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ

Институт авиационных  технологий и управления

Кафедра «Самолетостроение»

 

ЗАДАНИЕ НА КУРСОВОЙ ПРОЕКТ

 

по дисциплине «Основы проектирование самолетов»

 

студенту Толманов В.Н.      группы  АСВд -41

 

Тема: Проектирование фюзеляжа административного самолета

Исходные данные

Тактико-технические характеристики

Наименование

Значение

Примечание

Крейсерская скорость

= 930 км / час

  

Практическая высота 

= 15500 м

  

Дальность полета

= 8000 км

  

Количество пассажиров

= 10 чел

  

 

 

Содержание:

  1. Геометрическая модель фюзеляжа
  2. Весовая модель фюзеляжа
  3. Прочностные расчеты с учетом соответствующих нагружений.

 

 

Объем работы:

 

    1. Графическая часть 

 

Общий вид фюзеляжа – 1-2 листа формата  А1 или 1 файл

Координаты расположения силовых элементов фюзеляжа – 1-2 листа формата А1 или 1 файл

Сборочный чертеж заданного узла – 1 лист формата А1 или 1 файл

 

 

    1. Пояснительная записка 25-30  л ф. А4

 

 

 

Дата выдачи задания                         Срок выполнения 

 

 

Руководитель работы _________________    Вольсков Д.Г.

 

АННОТАЦИЯ

 

Курсовой проект содержит:

страниц – 96

рисунков – 32

таблиц – 16

приложений – 9.

Цель работы - спроектировать общий вид административного  самолёта, его конструктивно - силовую схему, силовую установку, кинематическую схему выпуска и уборки шасси, лонжерон и монолитную панель минимальной массы, рассчитать технико-экономические показатели проектируемого самолёта и провести анализ его безопасности.

Методы исследования: статистический анализ, расчёт.

В выпускной работе разработан общий вид самолёта, конструктивно - силовая схема, показана увязка основных агрегатов, спроектирована топливная система, проведены основные расчёты её систем, выбрана кинематическая схема выпуска и уборки шасси и рассчитаны параметры ее тяги, подобраны монолитная панель и лонжерон минимальной массы, рассчитаны технико-экономические показатели и проведен анализ безопасности проектируемого самолёта.

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

Содержание

 

Раздел 1 Общий вид самолета

Введение

1.1. Сбор и обработка статистических данных. Разработка тактико-технических требований

1.2 Тактико-технические требования (ТТТ)

1.2.1 Выбор и обоснование схемы самолета и его основных параметров

1.2.2 Определение взлетной массы самолета

1.3 Определение геометрических характеристик самолета

1.3.1 Определение геометрических параметров крыла

1.3.2 Определение геометрических параметров фюзеляжа

1.3.3 Определение геометрических параметров ГО и ВО

1.3.4 Определение параметров шасси

Раздел 2 Конструктивно-силовая схема

Введение

2.1 Выбор конструктивно-силовой схемы крыла

2.1.1 Расстояние и расположение нервюр в крыле

2.1.2 Выбор расстояния между стрингерами и нервюрами

2.2 Выбор конструктивно-силовой схемы фюзеляжа

2.3 Выбор конструктивно – силовой схемы оперения

2.4 Выбор конструктивно-силовой схемы шасси

Раздел 3 Силовая установка

Введение

3.1 Проектирование силовой установки

3.1.1 Краткое описание самолета

3.1.2 Общее описание и расчет топливной системы

3.1.3 Сливная магистраль и система аварийного слива

3.1.4 Система дренажа

3.1.5 Масляная система

3.1.6 Расчет воздухозаборника

Раздел 4 Проектирование шасси

Введение

4.1 Проектирование элементов конструкции основной стойки шасси

4.1.1 Описание схемы шасси

4.2 Описание агрегатов главной стойки шасси

4.2.1 Амортизационная стойка

4.2.2 Шлиц-шарнир

4.2.3 Подкос- цилиндр уборки и выпуска

4.2.4 Тележка главной ноги

4.2.5 Механизм запрокидывания тележки

4.3 Расчет элементов основной стойки шасси

4.3.1 Исходные данные

4.3.2 Подбор колес

4.3.3 Определение параметров амортизатора

4.3.4 Определение нагрузок на стойку

4.3.5. Построение эпюр изгибающего и крутящего моментов

4.3.6 Определение толщин штока и цилиндра

4.3.7 Заключение о прочности штока и цилиндра

Раздел 5 Проектирование лонжерона минимальной массы

5.1 Выбор и обоснование КСС лонжерона. Исходные данные для расчета

5.2 Проектирование поясов лонжерона

5.3 Проектирование стенки лонжерона

Раздел 6 Расчет монолитной панели

6.1 Конструктивно-технологические особенности монолитных панелей

6.2 Расчетная схема. Постановка задачи

Раздел 7 Технологическая часть

Введение

7.1 Разработка техпроцесса листовой штамповки и проектирование штампа

7.1.1 Конструктивно-технологический анализ детали, выбор заготовки и схемы штампа

7.1.2 Проектирование штампа, выбор оборудования

 

Раздел 8 Экономическая часть

8.1 Расчет самолетостроительного ОКБ

8.1.1 Затраты на проектирование

8.1.2 Затраты на изготовление опытных образцов

8.1.3 Затраты на испытания и доводку опытных образцов

8.2 Расчет себестоимости самолета и цены самолета без двигателей и с двигателями

 

Раздел 9 Безопасность жизнедеятельности

9.1 Система аварийной эвакуации пассажиров

9.2 Требования к системе аварийного покидания самолета

Заключение

Перечень  ссылок 
Раздел 1

Общий вид самолета

Введение

 

Целью данного задания  является рассмотрение возможного варианта проектирования самолета административного  класса со следующими летно–техническими данными:

дальность полета L= 8000км,

количество пассажиров Nпас=10 чел.

Для сбора статистических данных о самолетах такого класса были выбраны следующие самолеты:

  1. Mustere-Falkon – 900 французской фирмы Dassault – Breguet.
  2. Golfstream - III, США, фирма "Golfstream Aerospace".
  3. Golfstream - IV, США, фирма "Golfstream Aerospace".
  4. Ил – 108 – конструкторское бюро им. Илюшина.
  5. Як – 48 – КБ им. Яковлева.

Разрабатываемый самолет  относится к классу легких пассажирских самолетов класса А.

Задача проектирования состоит в разработке конструкции  нового самолета и его составляющих элементов. На начальной стадии проектирования была произведена разработка общего вида самолета. Для этого проведено ознакомление с основными тактико-техническими требованиями (ТТТ), предъявленными к самолету, летно-техническими характеристиками (ЛТХ), схемами, основными параметрами, общим устройством самолетов и агрегатов, силовой установкой (СУ), увязкой основных элементов агрегатов самолета, правилами выполнения чертежей общего вида самолета и общего устройства его агрегатов.

В современном инженерном проектировании для принятия оптимальных решений широко используются физические и математические модели, учитывающие различные расчетные условия и ограничения, реализуемые с применением различных видов программирования на ЭВМ. В данной работе применяется метод проектирования на базе статистических данных существующих самолетов, а также расчет.

1.1 Сбор и обработка статистических  данных. Разработка тактико-технических  требований

 

Сбор и обработка  статистических данных в ходе проектирования самолета позволяет:

1.Получить наглядное  представление о современном  уровне развития самолетостроения  с учетом:

а) типов самолетов, необходимых  народному хозяйству;

б) задач, которые они  выполняют;

в) летно-технических  качеств;

г) средств достижения этих качеств: применяемых схем самолетов, геометрических и массовых параметров, силовой установки, конструкционных  материалов, способов производства и другие.

2.Определить тенденции  и перспективы развития разрабатываемого  типа самолета, количественные и  качественные изменения ТТТ к  самолету, эволюцию его назначения, условия производства и эксплуатации.

3.Определить ряд параметров самолета.

Анализ статистического  материала дает возможность разработать  ТТТ к проектируемому самолету, выбрать  его схему.

Для сбора статистических денных необходимо использовать данные самолетов, аналогичных проектируемому и имеющих близкие летно-технические характеристики и условия эксплуатации. Эти данные вносятся в статистическую таблицу 1.

 

 

Таблица 1. Статистические данные

 

Наименование самолета

Mustere-Falkon –900

Golfstream- IV

Golfstream- III

Ил-108

ЯК - 48

Летные данные

Vmax,км/ч

1000

908

874

800

830

Hmax,км

15.55

        

Vкрейс, км/ч

918

729

818

680

700

Hкрейс,км

12

10.67

11

12

11

Vвзл, км/ч

190

210

195

200

190

L(mт max), км

7035

  

7598

    

L(mгр max),км

6000

    

4850

4500

Lразб, км

    

0.97

1.8

  

Lпроб, км

0.7

0.975

1.55

    

Массовые данные

m0(mвзл), кг

13000

16525

19072

8800

6582

m0 max, кг

20640

26535

31615

14300

10700

mпос, кг

18525

23350

26535

12830

9600

mпуст, кг

10240

        

mгр, кг

  

2160

  

1500

  

Nпас, чел

15

18

18

15

12

mт, кг

8625

    

3800

3500

Данные силовой установки

Число и тип двигателя

3 ТРДД

2 ТРДД

2ТРДД

2ТРДД

2ТРДД

Р0, кгс

2000

3524

2535

2200

  

Геометрические данные

S, м2

49.03

88.29

86.83

33.01

25.38

l, м

20

22.75

20

15

16.25

X

28

31

30

28

31

λ

8.2

5.9

4.6

6.8

10.4

η

3

3.3

3.3

2.6

2.6

Lф, м

19.5

24.3

22.7

14

16.2

Dф, м

2.5

2.4

2.4

2.4

2.4

λф, м

7.8

10.1

9.4

6

6.7

Sф, м

12.3

7.58

10.53

6.65

4.38

ΣSМИД, м2

72

62

141

145

107

Sго

14.7

15.3

12.3

7

7.7

Sво

9.6

12.1

10.2

6.5

5.9


 

Рис.1. Самолет “Mustere-Falkon -900”

 

Самолет был разработан в 1983г. фирмой “Dassault-Breguet” (рис.1), предназначен для перевозки 15 пассажиров. Выполнен по нормальной аэродинамической схеме и представляет собой моноплан с низкорасположенным крылом.

На самолете установлены три  двигателя фирмы “Garret” TFE 731-5A (TRD), мощностью по 2000 кгс каждый, расположенные в хвостовой части фюзеляжа. Оперение нормальной схемы. Шасси трехопорное с носовой стойкой, основные стойки убираются в крыло по хорде.

Крейсерская скорость – 918 км/ч, дальность  полета – 6000км.

 

Рис.2. Самолет “Golfstream – IV”

 

Данный самолет (рис.2) является самолетом представительского класса местных авиалиний, производитель  – фирма “Golfstream Aerospace”, США.

На самолете установлены  два турбореактивных двигателя  фирмы “ Rolls - Royce”, мощностью по 3524 кгс каждый, что обеспечивает безопасный взлет и продолжение полета в случае отказа одного из двигателей. Двигатели расположены в хвостовой части фюзеляжа, это способствует снижению шума в пассажирском салоне.

Самолет имеет нормальную аэродинамическую схему с низкорасположенным крылом трапециевидной формы следующие  характеристики:

масса коммерческого  груза – 2160кг,

максимальная скорость полета – 908 км/ч,

количество пассажиров – 18 человек.

 

Рис.3. Самолет “Golfstream – III”

 

“Golfstream – III” (рис.3) является одним из лучших самолетов А-класса 70-х годов производства США. В классическом варианте он рассчитан на 18 человек.

Самолет оборудован двумя двигателями фирмы “ Rolls - Royce”, которые размещены на фюзеляже в хвостовой части. Мощность силовой установки - 5070 кгс.

Крыло и оперение выполнены  по нормальной аэродинамической схеме, оперение имеет Т – образную форму.

Шасси трехопорное с  носовой стойкой. Основные стойки убираются в крыло по оси самолета.

Фюзеляж цельнометаллический  типа полумонокок с круглым поперечным сечением.

 

Рис.4. Самолет “Ил - 108”

 

Самолет “Ил - 108” (рис.4) является не просто лучшим самолетом  класса А в странах бывшего  Советского Союза, но и в мире. Он может быть реальным конкурентом таким конструкторским бюро как “Cessna” и “Golfstream Aerospace”.

Обеспечивает безопасные взлет и посадку, а также продолжительность  полета в случае отказа одного из двигателей. Суммарная мощность силовой установки, состоящей из двух двигателей ТРД, составляет 4400 кгс.

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  Нпр.=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· nэк=80·3=240 [кг];

масса коммерческой нагрузки mгр=120· nпас=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.

Проектирование фюзеляжа административного самолета