Содержание
Содержание
1. Предварительные изыскания
2. Подбор типа двигателей и схемы самолёта
3. Подбор основных параметров и определение взлётной массы самолета
4. Расчет главных лётно-технических характеристик самолёта
5. Компоновка самолёта
6. Расчет характеристик манёвренности, управляемости и продольной устойчивости
7. Проектирование конструкции агрегата
8. Научно-Исследовательская часть
9. Технологическая часть
10. Организационно-Экономическая часть
11. Охрана труда и окружающей среды
12 Результаты дипломного проектирования
Заключение
Список литературы
Чертежи
Состав чертежей
- Чертеж общего вида самолета пассажирского типа (формат А1)
- Схема членения самолета (формат А1)
- Чертеж компоновки самолета (формат А1)
- Обзор области возможных полетов и их профили (формат А1)
- Киль в сборе (формат А1)
- Сборочный чертеж киля самолета (формат А1)
- Чертеж стапели сборки киля самолетного (формат А1)
Описание
В представленном дипломном проекте была выполнена разработка пассажирского самолета. Описаны предварительные изыскания. Обозначено место авиапромышленности в мировом производстве. Изучены основные требования к пассажирским самолетам местных авиалиний. Определены характеристики, основные геометрические данные и весовые характеристики.
Осуществлен подбор типа двигателей и схемы самолета. Рассмотрены три схемы: высокоплан, среднеплан и низкоплан, описаны их основные недостатки и преимущества. Графически представлен эскиз общего вида самолета.
Для дозвукового самолета с крейсерской скоростью Vкр=550 км/ч наиболее приемлемым является применение турбовинтовых двигателей с их низким удельным расходом топлива. Малая окружная скорость вращения винтов обеспечивает уменьшение уровня шума. Из существующих типов ТВД, производящихся в России, наиболее приемлема схема размещения двигателей под крылом с выносом вперед.
Преимущества:
- двигатели разгружают крыло;
- двигатели являются противофлаттерными балансирами;
- удобство осмотра и обслуживания двигателей;
- обдув крыла двигателем, что улучшает взлетно-посадочные характеристики;
Недостатки:
- большой разворачивающий момент при отказе одного двигателя;
- большой крутящий момент крыла;
По типу фюзеляжа проектируемый самолет является однофюзеляжным.
Круглая форма поперечного сечения фюзеляжа представляется наивыгоднейшей, как обеспечивающая минимальный периметр для постоянной площади сечения или минимальную площадь поверхности фюзеляжа при постоянном его объеме и, как следствие этого, наименьшее сопротивление трения. Круглая форма предпочтительна также для герметизированных частей фюзеляжа, нагруженных избыточным давлением, так как исключает появление значительных изгибных напряжений в оболочке подкрепленной шпангоутами, а, следовательно, обеспечивает наименьшую массу конструкции. Схема размещения сидений в пассажирском салоне выбрана «2+2», для обеспечения максимальной комфортности пассажиров. Кабина пилота вписана в обводы фюзеляжа, но для улучшения обзора передняя часть фонаря имеет уступ. Очертания хвостовой части фюзеляжа выбраны из условия обеспечения посадочного угла атаки αпос при наименьшей высоте шасси.
На выбор горизонтального оперения большое значение оказывает тип самолета и размещение на нем двигателей. Для проектируемого самолета целесообразно применять высокорасположенное горизонтальное оперение, вынесенное из спутной струи создаваемой воздушными винтами двигателей.
Преимущества:
- горизонтальное оперение, расположенное над килем, служит ему концевой шайбой, повышая тем самым его эффективность, что позволяет уменьшить его площадь;
- уменьшить потребные размеры площади горизонтального оперения, расположенного на стреловидном киле из-за увеличения плеча Lго;
Недостатки:
- некоторое увеличение массы горизонтального оперения, так как оно рассчитывается на несимметричную нагрузку, которая на 1/3 больше симметричной;
- некоторое увеличение массы вертикального оперения , так как оно догружается силами и моментами от горизонтального оперения;
Под схемой шасси понимается число опор и особенности их расположения относительно центра масс самолета. В настоящее время на самолетах применяются шасси четырех схем:
- трехопорное с хвостовой опорой;
- трехопорное с передней опорой;
- велосипедное – с подкрыльевыми опорами;
- многоопорное;
Велосипедная не получила широкого применения из-за многих недостатков:
- требуется более высокая техника пилотирования самолета при разбеге;
- увеличивается дистанция пробега самолета вследствие ограничения тормозной силы, создаваемой колесами на носовой опоре;
Применение многоопорной схемы оправдывается у самолетов с большими взлетными массами для уменьшения нагрузки на покрытие аэродромов. У проектируемого самолета нет необходимости применять эту схему из-за небольшого взлетного веса.
Шасси проектируемого самолета колесное, трехопорное с носовой опорой заключается в следующем:
- более простой расчет посадки, возможность скоростной посадки, исключается возможность «козления»
- уменьшение опасности «капотирования»;
- возможность применения при посадке более сильного торможения колес основных опор немедленно после касания ими земли. Что уменьшает длину пробега;
- хорошая устойчивость при разбеге, пробеге и движении по аэродрому;
- горизонтальное положение оси самолета при стоянке, что улучшает обзор пилоту;
Недостатки:
- большая масса за счет больших нагрузок на основные опоры;
- возможность шимми переднего колеса, вследствие чего необходимо устанавливать демпферы;
- большие объемы для уборки;
- большая опасность аварии при поломке;
- продольная неустойчивость при движении самолета по ВПП с приподнятой передней опорой при взлете;
Подобраны основные параметры и определена взлетная масса самолета. Рассчитаны вес в первом и втором приближении, необходимый относительный вес топлива для заданной дальности полета, величина стартовой нагрузки на крыло, стартовая тяговооруженность самолета площадь крыла и суммарная стартовая тяга двигателей.
Преимущества:
- горизонтальное оперение, расположенное над килем, служит ему концевой шайбой, повышая тем самым его эффективность, что позволяет уменьшить его площадь;
- уменьшить потребные размеры площади горизонтального оперения, расположенного на стреловидном киле из-за увеличения плеча Lго;
Недостатки:
- некоторое увеличение массы горизонтального оперения, так как оно рассчитывается на несимметричную нагрузку, которая на 1/3 больше симметричной;
- некоторое увеличение массы вертикального оперения , так как оно догружается силами и моментами от горизонтального оперения.
Произведен расчет главных летно-технических характеристик самолета. Найдены скорость отрыва, длина разбега и взлетной дистанции. Построены графики зависимости располагаемых и потребных тяг от скорости полета, удельной избыточной мощности от скорости полета, максимальной вертикальной составляющей скорости полета.
Выполнена аэродинамическая, конструктивно-силовая компоновка, а также объемная компоновка и центровка самолета. Определены положение фокуса самолета, диапазон потребных предельно задних и предельно передних центровок, эксплуатационные положения центра тяжести самолета. Описаны фюзеляж, крыло, оперение, шасси.
Аэродинамическая компоновка.
Задачей аэродинамической компоновки является определение формы, размеров и взаимного расположения частей самолета, омываемых воздушным потоком.
Габариты самолета:
| Размах крыла, (м) | 22,7 |
| Длина самолета, (м) | 21,8 |
| Высота самолета (стояночная),(м) | 7,65 |
| Стояночный угол, (град.) | 0 |
| Крыло: | |
| Площадь, () | 46,8 |
| Средняя аэродинамическая хорда (САХ), (м) | 2,21 |
| Удлинение | 11 |
| Сужение | 2 |
| Угол поперечного V (по линии хвостиков),(град.) | 0 |
| Угол стреловидности ОЧК (по линии ¼ хорд),(град) | 4,16 |
| Относительная толщина в корневой части | 0,17 |
| Относительная толщина в концевой части | 0,13 |
| Горизонтальное оперение: | |
| Площадь, () | 10,8 |
| Размах, (м) | 7,5 |
| Удлинение | 5,2 |
| Сужение | 2,5 |
| Угол стреловидности (по линии ¼ хорд), (град.) | 8,92 |
| Площадь руля высоты, () | 1,95 |
| Относительная толщина по размаху | 0,1 |
| Вертикальное оперение: | |
| Площадь, () | 13,56 |
| Высота (м) | 4,36 |
| Удлинение | 1,4 |
| Сужение | 1,8 |
| Угол стреловидности (по линии ¼ хорд ), (град.) | 35 |
| Площадь руля направления () | 5,48 |
| Относительная толщина | |
| Фюзеляж: | |
| Длина, (м) | 20,5 |
| Диаметр, (м) | 2,86 |
| Площадь миделя, () | 6,42 |
| Пассажирская кабина: | |
| Длина (с багажниками), (м) | 12,5 |
| Максимальная ширина, (м) | 2,64 |
| Высота, (м) | 1,92 |
| Высота уровня пола от стояночной земли, (м) | 1,48 |
| Размеры дверей (аварийных выходов) | |
| Левый борт | 0,51х0,91 |
| Передний аварийный выход, (м) | 0,51х0,91 |
| Входная дверь с трапом, (м) | 0,76х1,7 |
| Правый борт | |
| Аварийный выход под крылом, (м) | 0,51х0,91 |
| Служебная (аварийная) дверь, (м) | |
| Грузовой люк (м) | 0,96х1,3 |
| Шасси: | |
| Шасси самолета трехопорное с носовой опорой, убирающееся. Носовая стойка телескопическая со спаренными колесами, убирается вперед фюзеляжа. Основные опоры убираются в обтекатели под фюзеляжем. | |
| Колея, (м) | 4 |
| База, (м) | 5,9 |
| Площадь миделя обтекателей, () | 0,663х2=1,326 |
| Угол опрокидывания, (град.) | 11 |
| Угол выноса колес основных опор, (град.) | 14 |
Объёмная компоновка и центровка самолёта
| № | Агрегат, система, груз | Мi ,(Дан) | Xi, (м) | Mi*Xi, (Дан м) |
| Конструкция | ||||
| 1 | Крыло | 1593 | 9,54 | 15197,22 |
| 2 | Фюзеляж | 1731 | 11 | 19041 |
| 3 | Горизонтальное оперение | 162 | 20,15 | 3264,3 |
| 4 | Вертикальное оперение | 251 | 19,18 | 4814,18 |
| 5 | Передняя стойка шасси | 70 | 3,3 | 231 |
| 6 | Главная стойка шасси | 390 | 9,24 | 3603,6 |
| Итого конструкция: | 4197 | 46151,3 | ||
| Силовая установка | ||||
| 7а | Двигатели с мотогондолами | 1401 | 7,34 | 10283,34 |
| 7б | Воздушные винты | 500 | 5,6 | 2800 |
| 7в | Топливная система | 70 | 7,2 | 504 |
| 7г | Установка ВСУ | 100 | 8,9 | 890 |
| 7д | Узлы крепления, выхлоп | 336 | 8 | 2688 |
| 7е | Маслосистема | 60 | 7,2 | 432 |
| 7ж | Несливаемый остаток топлива | 20 | 9,05 | 181 |
| 7з | Управление двигателями | 87 | 7,9 | 687,3 |
| Итого силовая установка: | 2574 | 18465,64 | ||
| Оборудование | ||||
| 8а | Электрооборудование | 790 | 9,5 | 7505 |
| 8б | Радиосвязное оборудование | 204 | 2 | 408 |
| 8в | РЛС | 70 | 1,5 | 105 |
| 8г | Гидросистема | 110 | 9,8 | 1078 |
| 8д | Управление | 220 | 9,8 | 2156 |
| 8е | Система жизнеобеспечения | 250 | 8 | 2000 |
| 8ж | Теплозвукоизоляция | 110 | 9,8 | 1078 |
| 8з | Туалет, водоснабжение и канализация | 100 | 14,8 | 1480 |
| 8и | Отделка | 320 | 9,5 | 3040 |
| 8к | Кресла | 277 | 9,5 | 2631 |
| Итого оборудование: | 2451 | 21481,5 | ||
| Итого пустой самолет | 9222 | 86098,44 | ||
| Снаряжение | ||||
| 9а | Технические жидкости | 50 | 9,5 | 475 |
| 9б | Средства обслуживания пассажиров | 40 | 14 | 560 |
| 9в | Аварийно-спасательное оборудование | 30 | 4,5 | 135 |
| 9г | Багажно-грузовое оборудование | 10 | 4,5 | 45 |
| 9д | Экипаж с багажом | 200 | 2,6 | 520 |
| 9е | Продукты в буфете | 60 | 14 | 840 |
| Итого снаряжение: | 400 | 2575 | ||
| Итого пустой снаряженный самолет: | 9622 | 88673,44 | ||
| Топливо | ||||
| 10 | В крыле | 2482 | 9,05 | 22462 |
| Целевая нагрузка | ||||
| 11а | Пассажиры | 2800 | 9,5 | 26600 |
| 11б | Багаж, грузы, почта (передний отсек) | 900 | 4 | 3600 |
| 11в | Багаж, грузы, почта (задний отсек) | 300 | 14,8 | 4440 |
| Итого целевая нагрузка: | 4000 | 8040 | ||
| Взлетный вес: | 15319 | 145775,54 |
Конструктивно-силовая компоновка.
Фюзеляж.
Конструкция фюзеляжа – полумонокок, состоит из трех основных секций: носовой, средней и хвостовой.
Кабина экипажа, пассажирская кабина распо¬лагаются в герметизированной части фюзеляжа.
В передней части фюзеляжа расположены: по левому борту – аварийный выход размером 510х910 мм и по правому борту грузовой люк размером 960х1300 мм. Под крылом по правому борту фюзеляжа имеется аварийный выходы размером 510х910мм, так же оп правому борту в хвостовой части расположен аварийный выход размером 720х1380. Входная дверь располагается в хвостовой части фюзеляжа по левому борту, размером 760х1700.
Носовая часть фюзеляжа до шпангоута № 7 включает в себя:
- радиопрозрачный отклоняемый обтекатель антенны РЛС;
- переднюю гермоперегородку;
- отсек передней опоры шасси;
- фонарь кабины экипажа;
- пол кабины экипажа;
- перегородку по шп. № 7 с дверью в кабину экипажа.
В средней части фюзеляжа от перегородки по шп. № 7 до гермоперегородки по шп. № 31, располагается пассажирская кабина.
В зоне воздушных винтов конструкция фюзеляжа выполняется уси-ленной, с целью достижения допустимых уровней вибраций и шума. По обоим бортам ниж¬ней части фюзеляжа установлены обтекатели, которые закрывают узлы крепления стоек основных опор шасси, стойки и колёса в убранном положении. В правом обтекателе устанавливается ВСУ.
Хвостовая часть фюзеляжа с оперением является единой подсборкой, в которой килевые лонжероны объединены с силовыми шпангоутами крепления киля.
Фюзеляж будет выполнен в основном из алюминиевых сплавов, па¬нели пола и зализ крыла с фюзеляжем – из композиционных материалов.
Конструкция фюзеляжа будет разработана с учетом панельной сбор¬ки и широкого применения прессовой клепки. Обшивка будет выполнена из алюминиевых сплавов с дополнительным усилением дублерами и рам¬ками в зоне дверного, люковых и оконных проемов. Обшивка, дублеры и рамки образуют слоистую конструкцию и соединены между собой с применением склейки.
Поперечный набор состоит из силовых и типовых промежуточных шпангоутов. Стрингеры будут выполнены из листового материала. Стыки крыла с фюзеляжем закрываются зализами.
Крыло.
Крыло состоит из центроплана и двух консолей. Стык центропла¬на с консолями – разъемный.
Крыло (центроплан) крепится к силовым шпангоутам фюзеляжа № 17 и № 19 при помощи соединительных узлов, установленных на лонже¬ронах центроплана и на шпангоутах фюзеляжа.
Стыки крыла с фюзеляжем закрыты зализами.
На крыле (центроплане), в районе нервюр № 7, 8 и 9, установ¬лены гондолы двигателей.
Конструкция крыла – двухлонжеронной схемы, обычной клепаной конструкции из алюминиевых сплавов.
Верхние и нижние панели силового набора крыла выполнены из листов обшивки с приклепанными к ним прессованными стрингерами. Толщина обшивки от 1 до 4 мм. Отдельные панели обшивки будут выпол¬няться из более толстых листов толщиной 6-10 мм путем химического травления и механической обработки для получения местных усилений в местах поперечных стыков, крепления гондол двигателей, опор за¬крылков, арматуры топливной системы и т.д.
Максимальные габариты листов обшивки: ширина 1,2 м, длина 9,3м. Стрингеры длиной до 10 м. На консолях крыла предусмотрены техноло-гические стыки листов обшивки и стрингеров по размаху.
Лонжероны и нервюры крыла – обычной балочной конструкции. Нервюры – балочного и ферменного типов.
Для крепления гондол двигателей, механизации крыла, поверх¬ностей управления и т.д. в конструкции крыла будут применяться кронштейны, узлы и фитинги,
В конструкции носовой и хвостовой частей крыла будут приме¬няться сотовые конструкции с обшивкой из композиционных материалов.
Силовой кессон крыла от оси симметрии (нервюра № 0) до нервю¬ры № 18 будет загерметизирован под топливный бак-отсек.
Для доступа внутрь кессона крыла и технологической сборки, на верхней поверхности крыла предусмотрены съемные панели.
Основные элементы крыла:
Закрылки – двухщелевые с фиксированным дефлектором.
На каждом полукрыле располагается по одному неразъемному за¬крылку, занимающему по размаху участок полукрыла от борта фюзеляжа до 71,3% полуразмаха.
По хорде закрылок состоит из основного звена, неподвижно за-крепленного на нем дефлектора и занимает 35,4% хорды крыла.
Максимальный угол отклонения закрылков равен 40°.
Закрылки навешиваются на крыло с помощью кронштейнов крыльевых и закрылочных, расположенных ниже контура крыла и закрытых обтека-телями.
Закрылки – сборной конструкции, будут изготовляться из компо-зиционных материалов, сотовых заполнителей, силовые элементы и кронштейны навески – из алюминиевых сплавов.
Элероны занимают концевые части консолей крыла от 71,3% до 100% полуразмаха крыла.
Углы отклонения элеронов: вверх 25°, вниз 17°.
Элероны имеют осевую компенсации площадью 28% от площади эле-рона и роговую – массовую компенсацию.
Конструкция элеронов аналогична конструкции закрылков.
Тормозные щитки состоят из четырех секций по две секции на
каждой половине крыла.
Конструкция тормозных щитков будет выполнена из композицион¬ных материалов, узлы навески – из алюминиевых сплавов.
Угол отклонения тормозных щитков равен 35°.
Оперение.
Хвостовое оперение Т-образной схемы, состоит из стреловидного вертикального оперения и установленного в его верхней части прямо¬го горизонтального оперения.
Горизонтальное оперение трапециевидной формы в плане, имеет стреловидность около 9° по линии 1/4 хорд, выполнено из модифици-рованных профилей типа NACA-009 (с отогнутым вверх носком) и от-носительной толщиной по всему размаху с = 10,4%.
Горизонтальное оперение состоит из стабилизатора, балансиро¬вочной поверхности и руля высоты с роговой компенсацией.
Балансировочная поверхность предназначена для балансировки (триммирования) самолета по тангажу при установке руля высоты в по-ложение, близкое к нейтральному, на установившихся режимах полета.
Руль высоты предназначен для выполнения маневра. Роговая ком-пенсация на руле высоты выполняет функцию весовой балансировки руля.
Стабилизатор – двухлонжеронной схемы; состоит из носовой, межлонжеронной (кессонной) и хвостовой частей и законцовок. По размаху выполнен из двух неразъемных консолей (технологический стык по оси самолета).
Стабилизатор крепится к верхней части киля при помощи соеди-нительных узлов.
По результатам испытаний возможна установка стабилизатора от-носительно оси самолета в диапазоне углов заклинения +1°.
Вертикальное оперение трапециевидной формы в плане, имеет стреловидность 35° по линии 1/4 хорд; выполнено из симметричных профилей типа NАСА-009 с относительной толщиной по всему размаху с = 11,8%.
Вертикальное оперение состоит из киля с законцовкой и гребнем, а также руля направления с роговой компенсацией и сервокомпенсато¬ром. Роговая компенсация на руле направления выполняет функцию ве¬совой балансировки руля.
Конструкция киля аналогична конструкции стабилизатора.
Стык киля с фозеляжем осуществляется непосредственно через пояса и стенки лонжеронов, которые крепятся к силовым шпангоутам.
Оперение представляет собой клепанную конструкцию из алюминие¬вых сплавов. Панели силового набора выполнены из листов обшивки с приклепанными к ним прессованными стрингерами. Толщина обшивки от 0,6 до 2 мм. Лонжероны и нервюры – балочной конструкции.
В носовой и хвостовой частях оперения будут применяться сото¬вые конструкции с обшивкой из композиционных материалов. Отдельные участки носков вертикального и горизонтального оперения выполнены из радиопрозрачных композиционных материалов.
Для доступа к местам соединений и элементам проводок управле¬ния рулей на боковой поверхности киля и нижней поверхности стаби¬лизатора предусмотрены съемные лючки.
Шасси.
Шасси самолёта 3-х стоечное с носовым колесом, убирающееся. Носовая стойка телескопическая со спаренными колёсами, убирается вперёд в фюзеляж. Основные опоры убираются в обтекатели под фюзеляжем.
Рассчитаны характеристики маневренности, управляемости и продольной устойчивости. Определены время разгона самолета на трех характерных высотах, зависимость степени продольной статистической устойчивости, зависимости отклонений органов продольного управления и располагаемой нормальной перезагрузки от скорости самолета. Построены графики зависимости.
Для данного самолёта длина ВПП составляет 1118 м. Проектируемый самолёт удовлетворяет заданным ЛТХ. Он может эксплуатироваться на аэродромах от класса А до G.
Выполнено проектирование конструкции агрегата. Осуществлен выбор конструктивно-силовой схемы. Определены внешние нагрузки, действующие на киль. Построены графики изменения значений циркуляции, интенсивности воздушной нагрузки и погонной воздушной нагрузки вдоль размаха киля, а также эпюры перерезывающих сил, крутящего и изгибающего моментов вдоль оси жесткости. Выполнены расчеты киля на прочность и стыка киля с фюзеляжем.
В качестве агрегата для разработки конструкции выбран киль самолёта. Киль входит в состав Т-образного оперения самолёта. КСС киля образуют продольные и поперечные элементы и обшивка.
Продольный набор: три лонжерона и стрингеры.
Поперечный набор: нормальные и силовые нервюры.
Материал листовых элементов конструкции Д16 и Д16Т, пояса лонжеронов, силовых нервюр и стрингеры – прессованные профили из материала Д16 и Д16Т.
Конструктивно киль состоит из:
- носок киля;
- кессонная часть;
- хвостовая часть.
У проектируемого самолёта лучше взлётно-посадочные характеристики, чем у самолётов-прототипов.
За счёт лучшей механизации крыла ниже посадочная скорость и меньше длина ВПП. Это можно объяснить тем, что механизация крыла у проектируемого самолёта занимает больший размах крыла.
Проектируемый самолёт удовлетворяет поставленные перед ним условия. Дальность полёта, посадочная скорость, проектируемого самолёта выше требований, поставленных в задании проекта.