ДС.Ф.6 Проектирование самолетов (вертолетов) (новое окно)
advertisement
МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего профессионального образования «Дальневосточный федеральный университет» (ДВФУ) ФИЛИАЛ В г. АРСЕНЬЕВЕ УЧЕБНО-МЕТОДИЧЕСКИЙ КОМПЛЕКС ДИСЦИПЛИНЫ «ПРОЕКТИРОВАНИЕ САМОЛЕТОВ (ВЕРТОЛЕТОВ)» Специальность 160201.65 Самолёто- и вертолётостроение Шифр и название специальности (направления) подготовки Форма обучения очная Филиал ДВФУ в г. Арсеньеве Кафедра Самолето- и вертолетостроения Курс _5_ семестр __9_ лекции _34__час. практические занятия___17_час. лабораторные работы - час. консультации всего часов аудиторной нагрузки__51_ час. самостоятельная работа ______34_ час. реферативные работы не предусмотрены контрольные работы не предусмотрены зачет ____-_ семестр экзамен 9 семестр Учебно-методический комплекс составлен в соответствии с требованиями государственного образовательного стандарта высшего профессионального образования, утверждённого 17.03.2000 № 154 тех/дс. Учебно-методический комплекс обсужден на заседании кафедры Самолето- и вертолетостроения, протокол от «29» июня 2012 № 9 . Заведующий кафедрой: д.т.н., профессор С.И. Феоктистов Составитель: ст. преподаватель В.Е. Безручко 29. 06. 2012 МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего профессионального образования «Дальневосточный федеральный университет» (ДВФУ) ФИЛИАЛ В г. АРСЕНЬЕВЕ РАБОЧАЯ ПРОГРАММА УЧЕБНОЙ ДИСЦИПЛИНЫ (РПУД) «ПРОЕКТИРОВАНИЕ САМОЛЕТОВ (ВЕРТОЛЕТОВ)» Специальность 160201.65 Самолёто- и вертолётостроение Шифр и название специальности (направления) подготовки Форма обучения очная Филиал ДВФУ в г. Арсеньеве Кафедра Самолето- и вертолетостроения Курс _5_ семестр __9_ лекции _34__час. практические занятия___17_час. лабораторные работы - час. консультации всего часов аудиторной нагрузки__51_ час. самостоятельная работа ____34_ час. реферативные работы не предусмотрены контрольные работы не предусмотрены зачет ____-_ семестр экзамен 9 семестр Рабочая программа составлена в соответствии с требованиями государственного образовательного стандарта высшего профессионального образования, утверждённого 17.03.2000 № 154 тех/дс.. Рабочая программа обсуждена на заседании кафедры Самолето- и вертолетостроения, протокол от «29» июня 2012 № 9 . Заведующий кафедрой: д.т.н., профессор С.И. Феоктистов Составитель: ст. преподаватель В.Е. Безручко 29. 06. 2012 ВВЕДЕНИЕ Самолеты относятся к классу летательных аппаратов, использующих аэродинамический принцип полета. Они расходуют энергию запасенного топлива для создания движущей, подъемной и управляющих сил с помощью воздушной среды. В настоящее время это самый распространенный тип летательных аппаратов с огромным потенциалом дальнейшего развития, так как освоенная область скоростей и высот полета, в которой возможна реализация аэродинамического принципа полета, очень мала, а потребности общества в таких летательных аппаратах постоянно возрастают. Как объект проектирования современный самолет представляет собой сложную техническую систему с развитой иерархической структурой, большим числом элементов пропорционально и квадрату внутренних числа связей, элементов. возрастающих Так, планер примерно современного широкофюзеляжного самолета состоит более чем из миллиона деталей. К современному летательному аппарату (ЛА) предъявляются весьма сложные и разнообразные требования. Многие из этих требований являются весьма противоречивыми, например, эффективный ЛА, демонстрируя высокие летно-технические и эксплуатационные характеристики, одновременно с этим, например, должен быть: - достаточно прочным, надежным и дешевым в эксплуатации; - обладать большим ресурсом, доходящим у современных пассажирских самолетов до 70000 летных часов, и иметь при этом минимальную массу при относительно небольших миделях конструкций агрегатов. В любом самолете можно выделить ряд функциональных подсистем, определяющих в совокупности его полезные свойства. Это подсистема создания подъемной силы, подсистема, обеспечивающая устойчивость и управляемость самолета на заданной траектории, подсистема обеспечения движущей силы, подсистемы обеспечения целевой функции, жизнеобеспечения, обеспечения управления и навигации в различных условиях полета и др. Каждая из таких подсистем может включать в себя комплекс простых и сложных систем и отдельных элементов. Расчленение самолета на подсистемы, удобное для изучения и анализа, отнюдь не означает, что они полностью автономны. Системы самолета взаимосвязаны и взаимообусловлены. При проектировании самолетов (вертолетов) должны прорабатываться различные варианты конструктивных решений, отличающихся по своим весовым, аэродинамическим, технологическим и эксплуатационным характеристикам. Это требует широкого применения проектировочных расчетов с применением объективного критерия оценки, учитывающего все многообразие свойств самолета. Требования к структуре и содержанию дисциплины Рабочая программа составлена на основании требований к обязательному минимуму основной образовательной программы согласно государственному образовательному подготовки стандарту инженера по высшего профессионального специальности 160201.65 образования Самолето- и вертолетостроение и рабочего учебного плана. 1 Предмет, цели, задачи и принципы построения дисциплины. Предметом курса являются процесс проектирования самолетов (вертолетов) различных модификаций и назначения. Целью преподавания дисциплины «Проектирование самолетов (вертолетов)» является: - изучение методов проектирования самолетов (вертолетов) и их агрегатов; - ознакомление с основными направлениями развития и технического совершенствования современных самолетов (вертолетов); - приобретение навыков по применению этих методов и направлений для решения задач выбора параметров и расчета характеристик самолета (вертолета), проведения параметрических исследований и формирования оптимального облика самолета (вертолета) и его агрегатов. Основными задачами дисциплины является обучение методам формирования, анализа и выбора проектных решений при проектировании самолетов (вертолетов) и их агрегатов 2 Принципы построения дисциплины. Курс «Проектирование самолетов (вертолетов)» состоит из следующих видов занятий: Лекции, на которых изучают общие вопросы проектирования ЛА и особенности проектирования ЛА различного назначения, материалы, связанные с проектированием отдельных частей , позволяющие уточнить, оптимизировать параметры, полученные в процессе общего проектирования, особенности применения методов автоматизированного проектирования согласно государственного образовательного стандарта высшего профессионального образования по направлению подготовки дипломированного специалиста 160201.65 Самолето- и вертолетостроение. Практические занятия направлены на закрепление полученных теоретических знаний по проектированию самолетов (вертолетов) и их агрегатов различного назначения, обеспечивающих необходимые параметры, компоновку и летные характеристики. 3. Требования к уровню освоения содержания дисциплины Для успешного достижения цели и задач дисциплины студент должен обладать следующими навыками: - уметь самостоятельно изучать и оценивать научную и техническую литературу по специальным технологиям; - обладать навыками научной работы, быть способным самостоятельно сопоставлять и оценивать точки зрения различных авторов, делать собственные выводы и обосновывать свои выводы по выбору конкретной объекта проектирования ЛА. Изучение студентами данной дисциплины должно обеспечить: - получение знаний этапов проектирования вертолетов и круга задач, решаемых на каждом этапе, - знание методов выбора параметров и расчета основных характеристик вертолета, а также методов проектирования основных частей вертолета, позволяющих создать высокоэффективную, надежную и технически совершенную машину, - приобретение навыков практического использования полученных знаний при проектировании самолетов (вертолетов). Для успешного изучения данного курса студенты должны иметь хорошие знания по дисциплинам «Математика», «Физика», «Теоретическая механика», «Аэродинамика», «Динамика полета», «Конструкция самолетов и вертолетов», «Сопротивление материалов», «Строительная механика». Курс «Проектирование самолетов (вертолетов)» имеет непосредственную связь с изучаемыми в дальнейшем дисциплинами «Проектирование конструкций ЛА», «Системы автоматизированного проектирования (САПР)». 4 Объем дисциплины и виды учебной работы. 4.1. Очная форма обучения Вид учебной работы Общая трудоемкость дисциплины Лекции Лабораторные занятия Практические занятия Всего самостоятельная работа Вид итогового контроля (экзамен, зачет) Всего часов 85 34 17 34 экзамен Распределение по семестрам 9 семестр 96 34 17 34 экзамен 5 Структура и содержание дисциплины В курсе «Проектирование самолетов (вертолетов)» рассматриваются общие вопросы проектирования и устройства самолетов (вертолетов), выбора параметров ЛА по уравнению существования и критерию минимума взлетной массы 5.1 Распределение учебного материала по видам занятий № п/п 1. 2. 3. 4. Наименование раздела дисциплины Общее проектирование самолетов (вертолетов) Критерии и методы оценки проектных и конструкторских решений Исходные данные для проектирования. Выбор основных параметров и увязка их с летными и техническими характеристиками Анализ и выбор схемы самолета (вертолета) и типа силовой установки Распределение по видам (час) Лек ЛЗ ПЗ СРС 2 - - 2 2 - 2 4 4 - 2 2 4 - 2 2 5. Расчет массы самолета (вертолета) 4 - 4 4 6. Оптимизация проектных решений 2 - - 4 7 Компоновка и центровка самолета (вертолета) 2 2 4 8. Особенности проектирования пассажирских и грузовых самолетов 4 - - 2 9. Проектирование вертолетов 4 - 2 2 10. Проектирование частей самолета (вертолета) 4 - 2 4 11. Основы автоматизированного проектирования 2 - 1 4 17 34 Итого 34 5.2 Содержание лекционного курса Тема 1 Общее проектирование самолетов (вертолетов) Процесс создания самолетов (вертолетов). Определение и задачи проектирования. Этапы проектирования. Некоторые особенности проектирования современных самолетов (вертолетов). Методология системного проектирования. Типы проектных моделей самолетов (вертолетов) Тема 2 Критерии и методы оценки проектных и конструкторских решений Критерии оценки проектных и конструкторских решений. Метод градиентов взлетной массы. Весовая и экономическая оценка проектных и конструкторских решений. Тема 3 Исходные данные для проектирования. Выбор основных параметров и увязка их с летными и техническими характеристиками Исходные данные для проектирования. Основные параметры самолета (вертолета) и их связь с летными характеристиками. Выбор расчетных условий. Выбор основных параметров самолета (вертолета). Тема 4 Анализ и выбор схемы самолета (вертолета) и типа силовой установки Общие и специальные требования к самолету (вертолету). Выбор общей схемы самолета (вертолета). Выбор аэродинамической схемы. Конструктивные компоновки вертолетов и некоторые характеристики их схем. Выбор типа и числа двигателей для проектируемого самолета (вертолета). Тема 5 Расчет массы самолета (вертолета) Классификация массы самолета (вертолета). Расчет массы самолета (вертолета) в первом и во втором приближении. Пересчет весовых характеристик. Весовое проектирование и контроль массы самолета (вертолета). Тема 6 Оптимизация проектных решений Оптимизация проекта самолета (вертолета) на этапе разработки технического задания. Общие методические положения. Анализ влияния изменения проектных параметров при их оптимизации на летно-технические характеристики самолета (вертолета). Графоаналитический метод оптимизации проектных решений. Тема 7 Компоновка и центровка самолета (вертолета) Аэродинамическая и объемно-весовая компоновка самолета. Центровка и компоновка вертолета. Конструктивно-силовая компоновка. Увязка формы и построение внешних обводов. Оформление результатов компоновки. Тема 8 Проектирование самолетов Основные тенденции развития пассажирских и грузовых самолетов. Особенности аэродинамической компоновки пассажирских самолетов. Выбор энерговооруженности. Особенности проектирования сверхзвуковых пассажирских самолетов. Особенности проектирования грузовых самолетов. Проектирование маневренных самолетов. Проектирование самолетов короткого и вертикального взлета и посадки. Тема 9 Проектирование вертолетов Уравнение существования вертолетов различных схем. Выбор профиля лопасти. Определение окружной скорости несущего винта и коэффициент его заполнения. Относительные массовые, геометрические и удельные характеристики агрегатов вертолета в принятом диапазоне удельных нагрузок. Тема 10 Проектирование частей самолета (вертолета) Общие основы проектирования частей самолета (вертолета). Выбор критерия оптимизации. Основные задачи проектирования частей самолета (вертолетов). Проектирование крыла. Проектирование фюзеляжа. Проектирование силовой установки. Проектирование оперения. Проектирование систем управления. Проектирование шасси. Тема 11 Основы автоматизированного проектирования Принципы построения и структура систем автоматизированного проектирования самолетов (вертолетов). Назначение и принципы построения САПР. Структура и состав средств САПР. 6 Содержание практических работ Номер темы Наименование практического занятия 2 Выбор метода и оценка проектных и конструкторских решений. По исходным данным выбрать основные параметры и увязать их с летными и техническими характеристиками Осуществить анализ нескольких вариантов схем самолета (вертолета) и типов силовых установок и на его основе провести выбор наиболее оптимальных вариантов Провести расчет массы самолета (вертолета) 3 4 5 7 Компоновка и центровка самолета (вертолета) 9 11 Разработать техническое задание на проектирование самолетов (вертолетов) Спроектировать общий вид самолета (вертолета) с помощью САD - системы 7 Учебно-методическое обеспечение дисциплины 7.1 Основная литература 1. Арепьев, А.Н. Проектирование легких пассажирских самолетов : учеб. пособие / А.Н. Арепьев. – М. : Изд-во МАИ, 2006. – 640 с. : ил. 2. Основы авиа- и ракетостроения : учеб. пособие для вузов / А.С. Чумадин, В.И. Ершов, К.А. Макаров и др. – М. : Инфра-М, 2008. – 992 с. : ил. 3. Основы проектирования летательных аппаратов (транспортные системы) : учеб. пособие / под ред. В.П. Мишина. – М. : Машиностроение, 2005. – 375 с. : ил. 7.2 Дополнительная литература 1. Проектирование самолетов : учебник для вузов / под редакцией д.т.н., проф. С.М. Егера. – 3-е изд., перераб. и доп. – М. : Машиностроение, 1983. – 616 с. 2. Машиностроение. Энциклопедия в 40 т. Т. IV-21 : Самолеты и вертолеты. Кн.2. Проектирование, конструкции и системы самолетов и вертолетов / ред. совет К.В. Фролов и др.; под ред. А.М. Матвиенко. – М. : Машиностроение, 2004. – 752 с. : ил. 3. Машиностроение. Энциклопедия : в 40 т. Т. IV-21. Самолеты и вертолеты. Кн. 3. Авиационные двигатели / В. А. Скибин, В. И. Солонин, Ю. М. Темис и др.; под ред. В. А. Скибина, Ю. М. Темиса и В. А. Сосунова. – М. : Машиностроение, 2010. – 720 с. ; ил. 4. Проектирование самолетов/перевод с английского под ред. И.И. Ескина, А.Д. Калужнина 7.3 Электронные ресурсы 1. Я.С. Кривцов, B.C. Проектирование вертолетов : Учебник / B.C. Кривцов, Карпов. Л.И. Лосев. – Харьков : ХАИ, 2003. – 344 с. http://padaread.com/?book=17316 2. Машиностроение. Энциклопедия в 40 т. Т. IV-21 : Самолеты и вертолеты. Кн.2. Проектирование, конструкции и системы самолетов и вертолетов / ред. совет К.В. Фролов и др.; под ред. А.М. Матвиенко. – М. : Машиностроение, 2004. – 752 с. : ил. http://e.lanbook.com/view/book/791/ 3. Основы проектирования летательных аппаратов (транспортные системы) : учеб. пособие / под ред. В.П. Мишина. – М. : Машиностроение, 2005. – 375 с. : ил. http://e.lanbook.com/view/book/812/ 4. Попов, П.М. Проектно-технологические и управленческие функции по конструкции самолетов (ЛА). Правила их формулирования: учеб. пособие / П.М. Попов, О.Ф. Соколова. – Ульяновск : УлГТУ, 2002. - 274 с. http://window.edu.ru/resource/153/26153/files/622.pdf 5. Проектирование самолетов : учебник для вузов / С.М. Егер, В.Ф. Мишин, Н.К. Лисейцев и др. под ред. С. М. Егера. – 3-е изд., перераб. и доп. – М. : Машиностроение, 1983. – 616 с. http://airspot.ru/library/book/eger-s-m-mishin-v-fliseytsev-n-k-proektirovanie-samoletov 6. Тарасов, Е.В. Методы проектирования летательных аппаратов. / Е.В. Тарасов, В.М. Балык. – М. : Вузовская книга, 2011. – 322 с. : ил. http://padaread.com/?book=17317 8. Примерный перечень вопросов к экзамену 1. Общие вопросы проектирования ЛА. 2. Задачи проектирования самолета (вертолета) 3. Этапы проектирования, их задачи и содержание 4. Особенности проектирования современных самолетов (вертолетов) 5. Общие и специальные требования к самолету 6. Общие и специальные требования к вертолету 7. Основные схемы вертолета и особенности их выбора 8. Сущность системного проектирования 9. Типы проектных моделей самолета 10. Критерии оценки проектных и конструкторских решений 11. Метод градиента оценки ЛА 12. Коэффициент роста 13. Весовая оценка проектных и конструкторских решений 14. Исходные данные для проектирования вертолета 15. Ограничения, обусловленные методами проектирования 16. Ограничения, накладываемые нормами летной годности 17. Условия обеспечения заданной длины разбега 18. Требования к посадке 19. Основные параметры самолета 20. Основные параметры и характеристики вертолетов 21. Выбор общей схемы самолета (вертолета) 22. Аэродинамические схемы самолета (вертолета) 23. Конструктивная компоновка вертолета 24. Типы вертолетов 25. Особенности применения вертолета сосной схемы 26. Двухвинтовая продольная схема вертолетов 27. Типы двигателей для самолетов 28. Типы двигателей для вертолетов 29. Классификация массы самолета (вертолета). 30. Расчет массы самолета (вертолета) в первом и во втором приближении. 31. Пересчет весовых характеристик. 32. Весовое проектирование и контроль массы самолета (вертолета). 33. Оптимизация проекта самолета (вертолета) на этапе разработки технического задания. 34. Общие методические положения. 35. Анализ влияния изменения проектных параметров при их оптимизации на летно-технические характеристики самолета (вертолета). 36. Графоаналитический метод оптимизации проектных решений. 37. Аэродинамическая и объемно-весовая компоновка самолета. 38. Центровка и компоновка вертолета. 39. Конструктивно-силовая компоновка. 40. Увязка формы и построение внешних обводов. 41. Основные тенденции развития пассажирских и грузовых самолетов. 42. Особенности аэродинамической компоновки пассажирских сверхзвуковых пассажирских самолетов. 43. Выбор энерговооруженности. 44. Особенности проектирования самолетов. 45. Особенности проектирования грузовых самолетов. 46. Проектирование маневренных самолетов. 47. Проектирование самолетов короткого и вертикального взлета и посадки. 48. Уравнение существования вертолетов различных схем. 49. Выбор профиля лопасти. 50. Относительные массовые, геометрические и удельные характеристики агрегатов вертолета в принятом диапазоне удельных нагрузок. 51. Общие основы проектирования частей самолета (вертолета). 52. Выбор критерия оптимизации. 53. Основные задачи проектирования частей самолета (вертолетов). 54. Проектирование крыла. 55. Проектирование фюзеляжа. 56. Проектирование силовой установки. 57. Проектирование оперения. 58. Проектирование систем управления. 59. Проектирование шасси. 60. Принципы построения и структура систем автоматизированного проектирования самолетов (вертолетов). МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего профессионального образования «Дальневосточный федеральный университет» (ДВФУ) ФИЛИАЛ В г. АРСЕНЬЕВЕ КОНТРОЛЬНО-ИЗМЕРИТЕЛЬНЫЕ МАТЕРИАЛЫ по дисциплине «ПРОЕКТИРОВАНИЕ САМОЛЕТОВ (ВЕРТОЛЕТОВ)» Специальность 160201.65 Самолёто- и вертолётостроение г. Арсеньев 2012 Методические указания для выполнения контрольной работы и подготовки к экзамену по дисциплине «Проектирование самолетов и вертолетов» Задание: Разработать тактико-технические требования и схему самолета: Варианты: 1. Самолет местных авиалиний 2. Самолет для авиалиний большой протяженности 3. Административный пассажирский самолет. 4. Учебно-тренировочный самолет для первоначального обучения 5. Истребитель перехватчик 6. .Военно-транспортный самолет. 7. Самолет большой пассажировместимости (Аэробус средней дальности) Содержание контрольной работы состоит из следующих разделов 1 Разработка тактико-технических требований 1.1 Сбор статистического материала 1.2 Требования к самолету 1.3 Основные тактико-технические требования 2 Выбор схемы самолета 2.1 Схема крыла 2.2 Схема фюзеляжа 2.3 Балансировочная схема 2.4 Схема размещения органов управления 2.5 Схема оперения 2.6 Схема шасси 2.7 Выбор двигателей 2.8 Механизация крыла 2.9 Удельная нагрузка на крыло 3 Определение потребной стартовой тяговооруженности самолета 4 Определение взлетной массы самолета 4.1Определение массы целевой нагрузки 4.2 Предварительное определение взлетной массы 4.3 Определение массы снаряжения и служебной нагрузки 4.4 Определение относительной массы конструкции 4.5 Определение относительной массы силовой установки 4.6 Определение относительной массы топливной системы 4.7 Определение относительной массы оборудования и управления 4.8 Определение взлетной массы самолета 5 Определение основных геометрических параметров самолета 5.1 Определение параметров крыла 5.2 Определение параметров фюзеляжа 5.3 Определение параметров оперения 5.4 Определение параметров шасси 5.5 Подбор двигателя 6 Составление сводки масс самолета Заключение Список использованных источников Порядок и пример выполнения задания 1. Разработка тактико-технических требований 1.1 Сбор статистического материала Наметим пять однотипных самолётов с проектируемым самолётом и по каждому самолёту составим краткое описание с указанием наиболее важных и оригинальных технических решений, использованных при его разработке. К описанию прилагаем три проекции самолёта. Таблица 1 – Основные характеристики самолетов № 1 2 Самолеты 1 Наименование самолета, фирма, страна, год выпуска Экипаж 2 3 4 5 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 Тип двигателей, количество (n), тяга (мощность) n.P0,(gaH), n.N0(кВт) Удельный расход топлива, Сpo(кг/∆H*ч) Степень двухконтурности, m Удельный вес двигателя, γ(∆H/кВт) Взлётная масса, m0 (кг) Масса коммерческой нагрузки, mком(кг) Масса пустого самолета, mпуст(кг) Масса топлива, mт(л) Весовая отдача по коммерческой К нагрузке, ком Удельная нагрузка на крыло, p0(∆H/м2) Тяговооруженност ь, P0(кВт/∆H) Площадь крыла, S(м2) Размах крыла, l(м) Удлинение крыла, λ Сужение крыла, η Угол стреловидности крыла, χ0 Относительные толщины, С0, Скц Диаметр фюзеляжа, Dфэ(м) Удлинение фюзеляжа, λф 22 23 24 25 26 27 28 29 30 31 32 33 34 35 36 Удлинение носовой части фюзеляжа, λн.ч Удлинение хвостовой части фюзеляжа, λхв.ч Удлинение горизонтального оперения, λго Сужение горизонтального оперения, ηго Угол стреловидности горизонтального оперения, χ0го Площадь горизонтального оперения, Sго(м2) Коэффициент статического момента, Аго Удлинение вертикального оперения, λво Сужение вертикального оперения, ηво Угол стреловидности вертикального оперения, χ0во Площадь вертикального оперения, Sво(м2) Коэффициент статического момента, Аво Относительная база шасси, b0 Относительная колея шасси, B Максимальная скорость на высоте полета Vmax/H ((км/ч)/м) Крейсерская скорость на высоте 37 полета, Vкрейс/Hкрейс((к м/ч)/м) Посадочная 38 скорость, Vпос(км/ч) 39 Потолок, Hп (м) Дальность полета 40 с нагрузкой, Lр/mком(км/кг) Длина разбега 41 (длина ВПП), lразб(м) Прочие данные Число пассажиров, 42 n 43 Тип ВПП Бетон' Бетон' Расчетная 44 (эксплуатационная ) перегрузка, nA ' – информация взята из Интернета; Бетон' Бетон' Бетон' Бетон''' '' – данные посчитаны по формулам; ''' – данные выбраны с учетом статистики. 1.1.1 Год первого полета самолета — Самолет ---------------------------- является самой популярной моделью (назначение) эксплуатируется в авиакомпаниях с ---------г. Авиастроительная компания ---------- выпустила около -------самолетов ------- всех модификаций, производство которых ---------- Дальнейшим развитием самолета --------------- Рисунок 1 – Эскиз самолета Итак все пять прототипов 1.2 Требования к самолету Класс аэродрома: Тип ВПП: крейсерская скорость: Vкрейс =; Крейсерская высота: Нкрейс = Максимальная скорость: Vmax = Дальность полета: Потолок: Число пассажиров: Состав экипажа: первый пилот, второй пилот; Время подготовки к повторному вылету:; Назначенный ресурс самолета: лет, количество взлетов/посадок, количество лётных часов; Минимальное количество двигателей: Расход топлива: ; -------------на пассажирокилометр; Основные конструкционные материалы: - металлокомпозиты; - пластмассы и высокопрочные полимерные материалы; - композиционные материалы, гибридные материалы; - теплозащитные материалы; - трехслойные конструкции и другие конструктивные элементы; . Длина разбега: Lразб =. Скорость захода на посадку: Vз. п. = 1.3 Основные тактико-технические требования Число пассажиров: Дальность полета:; Крейсерская высота: Нкрейс =; Крейсерская скорость Vкрейс = Скорость захода на посадку: Vз. п. =; Длина разбега: Lразб = 2. Выбор схемы самолета Схема самолета определяется количеством, взаимным расположением и формой основных агрегатов: крыла, оперения, фюзеляжа, шасси, а также типом, количеством и размещением двигателей и воздухозаборников. Схема любого самолета обусловлена его расположением и ТТТ. Выбор схемы проектируемого самолета производится на основании статистических данных и разработанных основных тактико-технических требований. 2.1 Схема крыла На графике 1 показан график зависимости удлинения крыла самолетов-аналогов от дальности их полета L. График 1 - Зависимость удлинения крыла от дальности полета Для проектируемого самолета при дальности полета 9000 км удлинение крыла =8,7. На графике 2 показан график зависимости угла стреловидности крыла самолетованалогов от дальности их полета L. График 2 - Зависимость угла стреловидности от дальности полета Для проектируемого самолета при дальности полета 9000 км угол стреловидности крыла =30 0 . Для выбора схемы крыла определяются следующие параметры: Число крыльев: 1 (моноплан); Расположение крыла: низкоплан; Форма крыла: стреловидная; Угол стреловидности: χ° = 30°; Удлинение крыла: λ =8,7; Сужение крыла: η =3,6; Тип профиля крыла: суперкритический; Относительная толщина крыла в корневой части: с0 = 15 %; Относительная толщина крыла в концевой части: ск = 12%. 2.2 Схема фюзеляжа Для выбора схемы фюзеляжа определяются следующие параметры: Форма поперечного сечения фюзеляжа: круглое сечение диаметром Dф = 5,75 м; Удлинение фюзеляжа: λф = 6,9; Удлинение носовой части фюзеляжа: λн.ч. = 1,3; 4) Удлинение хвостовой части фюзеляжа λхв.ч = 2,5 2.3 Балансировочная схема Балансировочная схема характеризует геометрические и конструктивные особенности летательного аппарата. Известно большое число признаков, по которым характеризуют балансировочную схему, но в основном их принято различать по взаимному расположению крыла и горизонтальному оперению. Для проектируемого самолета используется нормальная аэродинамическая схема. Нормальная аэродинамическая схема - схема с расположением горизонтального оперения сзади крыла. Схема получила наибольшее распространение вследствие простого решения большинства вопросов продольной устойчивости и продольной управляемости на всех режимах полёта. Наличие скоса потока за крылом уменьшает истинный угол атаки горизонтального и тем самым обеспечивает высокую эффективность продольного управления на всех режимах полёта. В обычных случаях при такой схеме может быть легко обеспечена потребная эффективность продольного управления. 2.4 Схема размещения органов управления Органами устойчивость, управления управляемость самолета и является оперение. балансировку самолета в Оперение полете. Оно обеспечивает состоит из горизонтального и вертикального оперения. К оперению также относят элероны – органы поперечной управляемости и балансировки. Горизонтальное оперение состоит из неподвижной поверхности – стабилизатора и шарнирно подвешенного к нему руля высоты. Он представляет собой подвижную аэродинамическую управляемую поверхность, отклонение которой вызывает движение самолета вокруг поперечной оси. Для проектируемого самолета с нормальной аэродинамической схемой горизонтальное оперение устанавливается в хвостовой части самолета. Вертикальное оперение состоит из неподвижной части – киля и шарнирно подвешенного к нему руля направления (орган управления самолета, расположенный в хвостовом оперении и предназначенный для управления самолетом относительно нормальной оси). Для проектируемого самолета применяется схема с центральным расположением вертикального оперения в плоскости симметрии самолета. Горизонтальное оперение расположено на фюзеляже. Элероны – аэродинамические органы управления, симметрично расположенные на задней кромке консолей крыла у самолета нормальной схемы. Они предназначены для управления углом крена самолета. Элероны отклоняются диффренциально, то есть в противоположные стороны: для крена самолета вправо правый элерон поворачивается вверх, а левый – вниз, и наоборот. 2.5 Схема оперения Для выбора схемы оперения определяются следующие параметры: Удлинение горизонтального оперения: λг.о. = 5,7; Сужение горизонтального оперения: ηг.о. = 3; Удлинение вертикального оперения: λв.о. = 1,6; Относительная площадь горизонтального оперения: S г.о. = 15 %; Сужение вертикального оперения: ηв.о. = 2,4; Относительная площадь вертикального оперения: S в.о. = 12 %. 2.6 Схема шасси Для выбора схемы шасси определяются следующие параметры: Тип опор: колесные опоры; Количество опор: 3-х опорное шасси; Размещение опор: Шасси состоит из двух основных опор, расположенных позади центра масс самолета на консолях крыла, и передней опоры, расположенной на фюзеляже. Каждая из двух основных опор снабжена четырехколесной тележкой с тормозными колесами. Передняя опора имеет два нетормозных колеса. Все 10 колес имеют одинаковые размеры 1300*480 мм. 2.7 Выбор двигателей Для выбора двигателей самолета необходимо назначить тип двигателей, их количество, размещение и основные параметры двигателя. Тип двигателя: Турбореактивный двигатель двухконтурный (ТРДД) - воздушнореактивный двигатель, в котором поступающий в него воздух делится на 2 потока, проходящих через внутренние и внешние контуры. Внутренний контур - турбореактивный двигатель, внешний - кольцевой канал с вентилятором, создающий дополнительный воздушный поток через самостоятельное или общее реактивное сопло. ТРДД экономичнее обычного турбореактивного на дозвуковых скоростях, менее шумный. Количество двигателей: nдв = 2; Размещение двигателей: На консолях крыла; Параметры двигателя: Удельный расход топлива на взлетном режиме: Ср0 = 0,38 кг/(даН·ч); Удельный расход топлива на крейсерском режиме: Сркрейс = 0,595 кг/(даН·ч); Удельный вес двигателя: γ = 0,14; 2.8 Механизация крыла Для выбора схемы крыла определяется механизация крыла и назначаются основные параметры крыла. Механизация крыла – совокупность устройств на крыле летательного аппарата, предназначенных для регулирования его несущих свойств. Механизация включает в себя закрылки, предкрылки, интерцепторы, флапероны и т. д. Закрылки – отклоняемые поверхности симметрично расположенные на задней кромке крыла. Закрылки в убранном состоянии являются продолжением поверхности крыла, а в выпущенном состоянии могут отходить от него с образованием щелей. Закрылки используются для улучшения несущей способности крыла во время взлета, набора высоты, снижения и посадки, а также при полете на малых высотах. Проектируемый самолет оснащен двухщелевыми закрылками Предкрылки – отклоняемые поверхности, установленные на передней кромке крыла. При отклонении образуют щель, аналогичную таковой у щелевых закрылков. Предкрылки, не образующие щели, называются отклоняемыми носками. Эффект предкрылков заключается в увеличении допустимого угла атаки, то есть срыв потока с верхней поверхности крыла происходит при большем угле атаки. Для проектируемого самолета применяются адаптивные предкрылки, которые автоматически отклоняются для обеспечения оптимальных аэродинамических характеристик крыла в течение всего полета. Флапероны или «зависающие элероны» - элероны, которые могут выполнять также функцию закрылков при их синфазном отклонении вниз. Широко применяются в сверхлегких самолетах. В тяжелых самолетах, подобных проектируемому, флапероны не используются. Интерцепторы – отклоняемые или выпускаемые в поток поверхности на верхней и (или) нижней поверхности крыла, которые увеличивают аэродинамическое сопротивление и уменьшают (увеличивают) подъемную силу. Поэтому интерцепторы также называют органами непосредственного управления подъемной силой. Не следует путать интерцепторы с воздушными тормозами. В зависимости от площади поверхности консоли и расположения её на крыле интерцепторы делят на элерон-интерцепторы и спойлеры. Для проектируемого самолета применяются элерон-интерцепторы, которые представляют собой дополнение к элеронам и используются в основном для управления по крену. 2.9 Удельная нагрузка на крыло По статистике и с учетом влияния на основные качества самолета выбирается значение удельной нагрузки на крыло p0 = 630 даН/м2. Коэффициент подъемной силы выбирается ориентировочно для эффективной механизации сymax пос = 2,8 [1]. Выбранное значение удельной нагрузки на крыло проверяется по следующим условиям: Обеспечение заданной скорости захода на посадку p ' 0 где с y max пос Vз2.п. 30,2 (1 mT ) с y max пос , = 2,8 – коэффициент подъемной силы; Vз.п.= 78 – скорость захода на посадку, м/с; mT = 0,25 – предполагаемое значение относительной массы топлива [1]; 2,8 782 p , 30, 2 (1 0, 25) даН p0' 752,1 2 . м ' 0 Условие обеспечения заданной скорости захода на посадку выполняется; Обеспечение заданной крейсерской скорости на расчетной высоте полета p " 0 где 0,0435 H кр Vкр2 1 0,6 m T H кр cX 0 , D0 = 0,337 – относительная плотность на расчетной высоте [2]; Vкр = 248 – крейсерская скорость, м/с. Коэффициент лобового сопротивления при нулевой подъемной силе рассчитывается следующим образом: 0,5 Cxo 0,98 0,9 0,15M 0,0083 1 3 Co 0,00083 ф 2 0,004 ф , где М = 0,8 - число маха, где ф Co = 0,15 - относительная толщина профиля крыла; = 6,9 - удлинение фюзеляжа; 0,5 Cxo 0,98 0,9 0,15 0,8 0,0083 1 3 0,15 0,00083 6,9 2 0,004 6,9 0,031. Коэффициент отвала поляры в дозвуковой зоне рассчитывается по следующей формуле: D0 k эф , где k = 1,02 - для трапециевидных крыльев с λ>3; эф - эффективное удлинение крыла; эф D0 1 0, 025 8, 6 7, 08 1 0, 025 8, 6 k 1,02 0,046. эф 7,08 Таким образом нагрузка на крыло для обеспечения заданной скорости на высоте полета: 0, 0435 0,337 2482 0, 031 p ; 1 0, 6 0, 25 0, 046 " 0 p0" 871 даН м2 . Условие обеспечения заданной крейсерской скорости на расчетной высоте выполняется. За расчетное значение удельной нагрузки на крыло принимается значение p’0 = 752,1 даН/м2. 3. Определение потребной стартовой тяговооруженности самолета Потребная тяговооруженность при проектировании самолета определяется из условий обеспечения задаваемых тактико-техническими требованиями летных характеристик самолета. В зависимости от назначения самолета и разработанных для него тактико-технических требований составляется набор необходимых условий для определения тяговооруженности, обеспечивающей получение наиболее важных для проектируемого самолета летных характеристик. Для пассажирского самолета в этот набор входят условия обеспечения крейсерской скорости полета, заданной длины разбега и взлета при отказе одного двигателя. Обеспечение крейсерской скорости полета Vкрейс = 880 км/ч на крейсерской высоте Нкрейс = 10000м: I P0 1 н руд k крейс 1 0,296, 0,3 0,9 12,51 где н = 0,3 для скорости полета, соответствующей числу Маха М = 0,8 и высоты Н = 10000 при высокой степени двухконтурности [1]; руд = 0,9 – коэффициент, зависящий от режима работы [3]; kmax 1 1 13, 24 2 cX 0 D0 2 0, 031 0, 046 максимальное аэродинамическое качество; kкрейс 0,9 kmax 0,9 13, 24 11,92 аэродинамическое качество на крейсерском режиме. Обеспечение заданной длины разбега Lразб = 3200м: II P 0 1, 05 [ II P 0 1, 05 [ где 1, 2 p0 1 1 ( f разб )], c y max взл Lразб 2 k разб 1, 2 630 1 1 (0, 02 )] 0, 239. 2, 2 3200 2 10 p0 630 c y max в зл - удельная нагрузка на крыло, даН/м2; = 2,2 – коэффициент, зависящий от механизации крыла [1]; f разб = 0,02 – коэффициент трения качения колес шасси [1]; k разб =10 – аэродинамическое качество на разбеге [1]. Обеспечение взлета при отказе одного двигателя: III P0 III P0 1,5 nдв 1 ( tg min ), nдв 1 kнаб 1,5 2 1 ( 0, 024) 0,322, 2 1 12 где nдв = 2 – число двигателей на самолете; k наб 1,2 k разб 12 - аэродинамическое качество самолета при наборе высоты; tgmin = 0,024 – тангенс угла наклона траектории при наборе высоты, задается ЕНЛГС в зависимости от числа двигателей nдв . Подсчитав для намеченных условий величины тяговооруженности, за потребную величину тяговооруженности принимаем наибольшую из них P 0 0,322 , что обеспечит выполнение всех намеченных условий и получение требуемых характеристик самолета. 4. Определение взлетной массы самолета Определение взлетной массы m0 является одной из важнейших проблем при проектировании самолета. Основная задача при этом заключается в обеспечении требуемых летно-тактических характеристик самолета при минимальной величине m0, потому что любое неоправданное завышение взлетной массы всегда ухудшает эффективность проектируемого самолета. 4.1 Определение массы целевой нагрузки Для проектируемого самолета к целевой нагрузке относятся коммерческая нагрузка, в которую включаются пассажиры, багаж, платный груз и почта. Приближенно масса коммерческой нагрузки определяется по числу пассажиров: mком 1,3 (mпас qбаг ) nпас 1,3 (75 30) 300 40950 кг, где mпас = 75 – средняя масса одного пассажира, кг [3]; qбаг = 30 – масса багажа, перевозимого одним пассажиром для магистральных самолетов, кг [3]; nпас = 300 – число пассажиров; 1.3 – коэффициент, учитывающий массу дополнительного платного груза и почты. 4.2 Предварительное определение взлетной массы Чтобы приближенно назначить вероятное значение взлетной массы m’0 назначается коэффициент массовой отдачи η = 0,17. Тогда предварительное значение взлетной массы определяется по следующей формуле: m '0 mком 40950 240882кг. 0,17 4.3 Определение массы снаряжения и служебной нагрузки Приближенно массу этой группы можно определить в виде суммы: mсл mэк mсн 4818 600 5418кг, где mсн m0' 0, 02 240882 0, 02 4818 - масса снаряжения для тяжелых самолетов, кг [3]; mэк m1эк nэк 75 8 600 - масса экипажа, кг, где m1эк = 75 – масса одного члена экипажа для гражданских самолетов, кг [3]; nэк = 8 – число членов экипажа (включая бортпроводников). 4.4 Определение относительной массы конструкции Для определения относительной массы конструкции планера самолета можно использовать статистическую формулу: mк k m '0 15 0, 065, 1000 p0 p0 m к 0,55 240882 15 0, 065 0,396, 1000 752,1 752,1 где k = 0,55 – для пассажирских самолетов с двумя ТРДД и топливом в крыле [3]; p0 = 752,1 – удельная нагрузка на крыло, даН/м2. Так как значение относительной массы конструкции планера получилось завышенным, по таблице 6.1 [1] выбираем значение m к = 0,25. 4.5 Определение относительной массы силовой установки Относительная масса силовой установки может быть выражена через удельный вес двигателей γ и потребную тяговооруженность P 0 : mс. у . (k1 k2 ) P 0 , mс. у . (2, 26 3,14 0,14) 0,14 0,322 0, 082 0, 08, где k1 = 2,26 и k2 = 3,14 – статистические коэффициенты, зависящие от числа двигателей. 4.6 Определение относительной массы топливной системы Относительная масса топливной системы может быть выражена через расчетную дальность Lр и крейсерскую скорость Vкрейс (км/ч): m т .с . k т .с . ( a b Lp Vкрейс ), m т.с. 1, 02 (0, 06 0, 05 9000 ) 0,583, 880 k где т.с. = 1,02 – коэффициент, учитывающий массу агрегатов топливной системы; a = 0,06 – для тяжелых самолетов; b = 0,05 – для тяжелых дозвуковых самолетов. Так как значение относительной массы топливной системы получилось завышенным, по таблице 6.1 [1] выбираем значение m т.с. = 0,38. 4.7 Определение относительной массы оборудования и управления Относительная масса оборудования и управления может быть найдена по приближенной формуле: mоб . упр 1 (250 30 nпас ) 0, 06, m0' mоб . упр 1 (250 30 300) 0, 06 0, 098 0,1. 240882 4.8 Определение взлетной массы самолета Взлетная масса находится из уравнения существования самолета: mком mсл , 1 mк mт.с. mс. у. mоб . упр. 40950 4818 m0I 240884кг. 1 0, 25 0,38 0, 08 0,1 . m0I Отличие найденного значения m 0I от принятого ранее составляет 0,0000083%. Так как это отличие не превышает 5% [2], то можно принять m 0I =240884 кг за окончательное значение взлетной массы. 5. Определение основных геометрических параметров самолета 5.1 Определение параметров крыла Для принятой удельной нагрузки на крыло p0 и взлетной массы самолета m0I определяется площадь крыла: m0I g S , 10 p0 S 240884 9,8 313,9 м 2 . 10 752,1 Зная удлинение и сужение крыла, принятые при выборе схемы самолета, можно вычислить следующие геометрические размеры крыла: Размах крыла: l S, l 8, 7 313,9 52, 2 м, где λ = 8,7 - удлинение крыла. Концевая хорда крыла: 2 S , 1 l 2 313,9 bк 2, 6 м, 1 3, 6 52, 2 bк где η = 3,6 – сужение крыла. Центральная хорда крыла: 2 S , 1 l 2 3, 6 313,9 b0 9, 41м. 1 3, 6 52, 2 b0 Средняя аэродинамическая хорда: 2 1 [1 ] b , 3 (1 ) 0 2 1 bA [1 ] 9, 41 6, 65 м. 3 3, 6 (1 3, 6) bA 5.2 Определение параметров фюзеляжа Форма и размеры фюзеляжа определяются аэродинамическими, компоновочными и эксплуатационными требованиями. В пункте 2.2 были заданы диаметр и относительные параметры фюзеляжа. Зная их, можно определить следующие геометрические размеры фюзеляжа: Длина фюзеляжа: Lф ф Dф 6,9 5, 75 39, 7 м, где λф = 6,9 – удлинение фюзеляжа; Dф = 5,75 – диаметр фюзеляжа, м. Длина носовой части фюзеляжа: Lн.ч.ф н.ч. Dф 1,3 5, 75 7, 48 м, где λн.ч = 1,3 – удлинение носовой части фюзеляжа Длина хвостовой части фюзеляжа: Lх.ч.ф х.ч. Dф 2,5 5, 75 14,38 м, где λх.ч. = 2,5 – удлинение хвостовой части фюзеляжа. 5.3 Определение параметров оперения Принятые ранее при выборе схемы самолета относительные параметры S г .о. 0,15 и S в .о. 0,12 позволяют определить абсолютные площади горизонтального и вертикального оперения. Sг.о. S г.о. S 0,15 313,9 47,1м2 - площадь горизонтального оперения; Sв.о. S в.о. S 0,12 313,9 37,7 м2 - площадь вертикального оперения. По выбранным ранее относительным параметрам оперения находятся хорды и размах оперения: Размах горизонтального оперения: lг.о. г.о. Sг.о 5, 7 47,1 16, 4 м, где λг.о. = 5,7 – удлинение горизонтального оперения. Концевая хорда горизонтального оперения: 2 bг.о.к 1 г .о . S г .о . , lг .о. 2 47,1 1, 4 м, 1 3 16, 4 bг.о.к где ηг.о. = 3 – сужение горизонтального оперения. Центральная хорда горизонтального оперения: bг.о.0 2 г .о. S г .о. , 1 г .о. lг .о. bг.о.0 2 3 47,1 4,3 м. 1 3 16, 4 Высота вертикального оперения: lв.о. в.о. Sв.о. , lв.о. 1, 6 37, 7 7,8 м, где λв.о. = 1,6 – удлинение вертикального оперения. Концевая хорда вертикального оперения: bв.о.к bв.о.к 2 1 в .о . S в .о . , lв.о. 2 37, 7 2,8 м, 1 2, 4 7,8 где ηв.о. = 2,4 – сужение вертикального оперения. Центральная хорда вертикального оперения: bв.о.0 2 в.о. Sв.о. , 1 в.о. lв.о. bв.о.0 2 2, 4 37, 7 6,8 м. 1 2, 4 7,8 5.4 Выбор параметров шасси Для принятой схемы шасси определяются следующие параметры: Продольная база шасси: b 0,35 Lф 0,35 65 23, 75 м, где Lф = 65 – длина фюзеляжа, м. Вынос главных колес: e 0,12 b 0,12 23, 75 2,85 м. Вынос переднего колеса: a 0,88 b 0,88 23, 75 20,9 м. Колея шасси: B0 B0 l 0,15 52, 2 7,83м. 5.5 Подбор двигателей mI По величине потребной тяговооруженности P0 и для взлетной массы 0 находим суммарную тягу двигателей: g m0I 9,8 240884 P0 10 P0 10 0,322 76013даН . Зная число двигателей nдв, находим тягу одного двигателя: P0 P 0 nдв 76013 38006,5даН . 2 Масса одного двигателя определяется по формуле: mдв mс. у . m0I P0 0,14 38006,5 5320,9кг, (k1 k2 ) nдв где γ = 0,14 – удельный вес двигателя. По найденным параметрам P0 и mдв находим двигатель с близкими значениями данных параметров. Наиболее подходящим является двигатель фирмы Rolls-Royce Trent 700 с тягой P0 = 33369 даН и массой mдв = 5270 кг. 6. Составление сводки масс самолета Масса крыла: 0,1 mкрыло 0, 0213(m0 n p )0,557 S 0,649 0,5 (c0 )0,4 (1 )0,1 (cos )1 S упр .кр где p0 , gm0 9,8*240884 даН 752 2 10S 10*313,9 м - удельная нагрузка на крыло; n p 1,5 1685 1685 1,5 2,38 1 2 1 2 p0 ( ) 752( ) cos cos 300 8, 7 - заданная нормами прочности расчетная перегрузка; mкрыло 0, 0213(240884*2,38)0,557 313,90,649 8, 70,5 (0,15) 0,4 0,1 (1 3, 6)0,1 (cos 300 )1 S упр .кр 12144, 4кг. Масса фюзеляжа: mфюзеляж 0,6093К дв ер К ш (m0 n p ) 0,5 Lкф где К дв ер 1,12 0 , 25 0 , 04 S ф0,.302 ( ом (1 k ws ) - при расположении грузовых дверей по обе стороны; К ш 1,12 - при креплении шасси к фюзеляжу; Lкф 65 м - конструкционная длина фюзеляжа; Lкф Нф ) 0,10 , (1 2 ) l tg k ws 0, 75 ), ( (1 ) Lкф (1 2*3, 6) 52, 2 tg 300 k ws 0, 75 ) 0, 62. ( 65 (1 3, 6) 2 Sф.ом 2 2 3 1 2 3 1 Dф Lф 1 1 2 5, 75 65 1 1 954, 23 м2 2 6,9 6,9 ф ф - площадь омываемой поверхности фюзеляжа; Н ф 4, 08 м - конструкционная высота фюзеляжа; mфюзеляж 0, 6093*1,12*1,12*(240884* 2,38) 0,5 650,25 954, 230,302 (1 0, 62) 0,04 ( 65 0,10 ) 17541, 7 кг. 4, 08 Масса оперения находится по соотношению: mоп 0,5 0, 7mкр (S ГО S ВО ) 0,5 0, 7*12144, 4(0,15 0,12) 2295,8кг Масса шасси: mш 0, 04 0, 06m0I 0, 04 0, 06* 240884 14453,1кг . Масса окраски: mокр 0,0015 0,0025m0I 0,0015 0,0025*240884 602, 2кг . Значения масс целевой нагрузки, оборудования и управления, силовой установки и экипажа были определены ранее. С учетом принятых упрощений и с использованием полученных значений групп масс составляем массовую сводку самолета, в которую записываем как абсолютные, так и относительные значения составляющих взлетной массы самолета. Их вычисляем с использованием полученного в сводке значения взлетной массы второго приближения. Полученные значения масс представим в массовой сводке (таблица). Таблица 2– Массовая сводка проектируемого самолета № 1 Наименование Абсолютное Относительное значение значение Масса конструкции планера тк 60221 0,25 Крыло 12144,4 0,05 Фюзеляж 17541,7 0,07 Оперение 2295,8 0,0095 Шасси 14453,1 0,06 Окраска 602,2 0,0025 91536 0,38 40950 0,17 5418 0,0225 19271 0,08 24088,4 0,1 240884 1 113300 0,47 117792 0,489 2 Масса топливной системы 3 Масса коммерческой нагрузки 4 Масса служебной нагрузки 5 Масса силовой установки 6 Масса оборудования 7 Взлетная масса т0 8 Масса пустого самолета 9 Масса пустого самолета т пустснар 10 m т.с. тсл тСУ тобор. тпуст снаряженного Отдача по коммерческой нагрузке 0,17 К ком 11 тком Полная весовая отдача К полн 0,53 Заключение Спроектированный пассажирский дальнемагистральный самолет на 300 пассажиров с дальностью полета 9000 км отвечает критериям безопасности и надежности международных воздушных перевозок. Самолет имеет достаточно большую стартовую тяговооруженность, небольшую взлетную массу и высокий коэффициент отдачи по коммерческой нагрузке, что обеспечивает ему экономическую эффективность и требуемые летные характеристики. Для самолета разработана рациональная конструкция и геометрические параметры. Самолет может использоваться для массового производства, так как дальнемагистральные самолеты в настоящее время очень востребованы. Контрольные вопросы по темам 1. Назовите функциональные подсистемы самолета (вертолета) 2. Из каких агрегатов и узлов состоит самолет? 3. Из каких агрегатов и узлов состоит в? 4. Перечислите основные задачи проектирования 5. Что должно предшествовать непосредственному проектированию ЛА? 6. Что является исходящей информацией этапа разработки технического предложения? 7. Что является заключительным этапом процесса проектирования? 8. Что означает итерационный процесс при проектировании самолетов (вертолетов)? 9. Назовите цели проектирования на всех этапах развития ЛА и применяемые к ним методы проектирования. 10.Какие характеристики определяют специальные требования к самолету (вертолету) 11.С помощью каких данных формируются летные характеристики? 12.На каких положениях базируется системное проектирование? 13. Суть блочного принципа при проектировании самолетов (вертолетов) 14. Какой критерий выступает в качестве сравнительной оценки самолетов гражданской авиации 15. Что характеризует уравнение существования ЛА? 16. Перечислите критерии оценки самолета и вертолета 17. Какие задачи решаются с помощью метода градиента? 18. Для чего используется коэффициент роста при проектировании 19. Какие противоречия решает весовой эквивалент аэродинамического качества 20. Что определяет весовой эквивалент лобового сопротивления? 21. С помощью какого эквиваленте устанавливается ресурс конструкции ЛА 22. С помощью какого эквивалента осуществляется экономическая оценка ЛА 23. Перечислите основные методы определения массы на стадии предварительного проектирования 24. Перечислите основные ограничения при проектировании самолета (вертолета) 25. Перечислите требования, предъявляемые к взлету 26. Какой показатель является наиболее существенным фактором, определяющим длину разбега при взлете? 27. За счет чего можно уменьшить длину пробега при взлете и посадке самолета? 28. Какие параметры являются абсолютными при проектировании самолетов? 29. Перечислите основные параметры вертолета, которые определяются при проектировании 30. За счет какого расчета проверяется выполнимость летно-технических характеристик вертолета? 31. Перечислите, что входит в общую схему самолета (вертолета) 32. Какой показатель является критерием оценки лучшего варианта общей схемы самолета (вертолета)? 33. Назовите виды аэродинамических схем 34. Перечислите основные части вертолета и дайте им краткую характеристику 35. Перечислите основные отличительные особенности конструктивного исполнения соосного вертолета от одновинтового 36. Перечислите требования, предъявляемые при проектировании к вертолетам сосной схемы? 37. Какие механизмы применяют для складывания лопастей? 38. Перечислите достоинства и продольной схемы недостатки двухвинтовых вертолетов Контрольные тесты 1. При проектировании ЛА определить влияние каждого из переменных параметров на критерий оценки ЛА используют метод…. a) градиентов; b) приращений. 2. При проектировании ЛА для расчета дальности полета используется формула…. a) L = 3,6(KVкрейс/ср)ln(m0/mкон); b) L = 1065(KМкрейс/ср)ln(m0/mкон); c) L = 1065/((KМкрейс/ср)ln(m0/mкон)); d) верны ответы а) и б); e) верны ответы б) и в). 3. Облик ЛА при проектировании определяют: a) расчетный скоростной напор qmax; b) расчетное число полета Mmax; c) высота полета; d) верны ответы а) и б); e) верны ответы б) и в). 4. Выбор основных параметров ЛА осуществляется в следующей последовательности: a) определяется удельная нагрузка на крыло – вычисляется относительная масса расходуемого в полете топлива – определяется удельная нагрузка на крыло; b) вычисляется относительная масса расходуемого в полете топлива - определяется удельная нагрузка на крыло – определяется удельная нагрузка на крыло; c) вычисляется относительная масса расходуемого в полете топлива - определяется удельная нагрузка на крыло - вычисляется относительная масса расходуемого в полете топлива. 5. Удельная нагрузка на крыло определяется из условий: a) посадки самолета; b) длины фюзеляжа; c) дальности полета. 6. Удельная нагрузка на крыло определяется из условия: a) заданной крейсерской скорости; b) удлинения крыла; c) размаха крыла. 7. При проектировании ЛА в качестве оценочного критерия принимают…. a) взлетную массу; b) скорость полета; c) суммарную тягу двигателей. 8. Начальным этапом синтеза проекта ЛА является…. a) выбор аэродинамической схемы; b) выбор схемы по отдельным признакам ЛА; c) выбор общей схемы. 9. В качестве ограничений при проектировании ЛА выступают…. a) коэффициент безопасности; b) удельная нагрузка на крыло при взлете; c) летно-технические характеристики. 10. Систему несущих поверхностей называют _______________ схемой ЛА. a) общей; b) аэродинамической; c) объектно-весовой. 11. При расположении стабилизатора впереди крыла, аэродинамическая схема носит название…. a) «нормальная»; b) «утка»; c) «бесхвостка» или «летающее крыло». 12. На очень легкие самолеты рекомендуется устанавливать _________ двигатели. 13. a) поршневые; b) жидкостно-ракетные; c) прямоточные воздушно-реактивные; d) турбореактивные; e) турбовинтовые. Перечислите основные требования при определении числа двигателей проектируемом ЛА 14. Стартовая тяговооруженность проектируемого ЛА определяется по формуле: a) n P0m0g/P0t ; b) n P0 /m 0gP0t ; c) n P0m0 /gP0t ; d) n P0m0gP0t ; 15. Заключительным этапом синтеза проекта ЛА является…. a) расчет массы ЛА; на b) оптимизация проектных параметров; c) компоновка ЛА. 16. Компоновка ЛА включает в себя параллельно-текущие и взаимосвязанные процессы… a) аэродинамическую и объемно-весовую компоновки; b) объемно-весовую и конструктивно-силовую компоновки; c) аэродинамическую, объемно-весовую и конструктивно-силовую компоновки. 17. Одной из задач ____________ компоновки ЛА является обеспечение большой величины подъемной силы при минимальных размерах ЛА. a) аэродинамической; b) объемно-весовой; c) конструктивно-силовой. 18. Для определения центра тяжести ЛА вычерчивается ____________ чертеж. a) эскизный; b) компоновочный. 19. Создание и выбор силовой схемы ЛА, обеспечивающей получение требуемого ресурса и безопасности при локальных усталостных разрушениях, является задачей… a) аэродинамической; b) объемно-весовой; c) конструктивно-силовой. 20. Потребная взлетная тяга при всех работающих двигателях в расчетных условиях для ЛА с тремя двигателями определяется по формуле: 1 0,025 ; a) P0 3m0g K наб 1 0,027 ; b) P0 2,25m0g K наб 1 0,030 . c) P0 2m0g K наб 21. При определении аэродинамических характеристик крыла пользуются ____________ удлинением a) геометрическим; b) эффективным. 22. С целью устранения или уменьшения эффекта реверса элеронов применяют установку на крыле…. a) двух элеронов; b) интерцепторонов; c) двух элеронов и интерцепторонов; d) все ответы верны. 23. Определение основных параметров и характеристик ________ необходимо провордить совместно с параметрическими расчетами других частей ЛА. a) крыла; b) фюзеляжа. 24. Перечислите, что включает в себя силовая установка? 25. Минимальную площадь поверхности фюзеляжа при постоянном его объеме, а следовательно и наименьшее его сопротивление обеспечивает _____________ форма. a) круглая; b) элипсовидная. 26. Чем определяется аэродинамическая схема самолета? a) числом крыльев; b) наличием и расположением горизонтального оперения; c) стреловидностью крыла и оперения; d) типом силовой установки; 27. Схема, при которой летательный аппарат (ЛА) имеет горизонтальное оперение (стабилизатор), расположенное после крыла и может оснащаться прямым или стреловидным крылом, относится к …. a) классической компоновке; b) бесхвостке; c) утке; d) летающему крылу; e) «летающей черепахе»; 28. Отсутствие фюзеляжа и больших плоскостей управления, что снижает удельную массу планера и даёт возможность существенно увеличить массу полезной нагрузки и/или запас топлива характерно для схемы ЛА….. a) летающее крыло; b) «летающая черепаха»; c) продольный триплан (с передним и хвостовым горизонтальным оперением); d) тандема (два крыла расположено друг за другом). 29. «Телом» ЛА является… a) фюзеляж; b) крыло. 30. Уравнение существования ЛА имеет вид: a) m 0 m ц.н m сл 1 m к m с.у m т m о.у ; b) 1 m к m с.у m т m о.у m ц.н m сл ; 2 c) 1 m к а 1Vmax a 2 L m о.у m ц.н m сл 31.Назовите основные критерии для выбора конструкционных материалов. 32. Чем характеризуется схема вертолета a) числом аэродинамических средств; b) числом и расположением аэродинамических средств; c) числом и расположением аэродинамических средств и способами их управления. 33. Для создания подъемной и пропульсивной сил и управления вертолетом предназначен… a) несущий винт; b) рулевой винт; c) система управления. 34. Для передачи мощности от двигателей к несущему и рулевому винтам и вспомогательным агрегатам вертолета предназначен…. a) фюзеляж; b) трансмиссия; c) крыло. 35. В чем особенность безопасно повреждаемой конструкции? a) все элементы конструкции должны выдерживать все виды нагрузок; b) в способности вертолета выполнять свои функции с сохранением летных и эксплуатационных показателей в заданных пределах в течение заданного промежутка времени; c) разрушение одного или нескольких элементов не должно вызвать разрушения всей конструкции. 36. Рулевой винт одновинтового вертолета предназначен для…. a) создания подъемной и пропульсивной сил; b) компенсации реактивного крутящегося момента; c) все ответы верны. 37. В чем особенность уравновешивания реактивных моментов у вертолетов с перекрещивающимися несущими винтами? a) уравновешивают только относительно вертикальной оси; b) уравновешивают противоположным направлением вращения винтов, находящихся на одной оси; c) уравновешивают противоположным направлением вращения винтов, находящихся по фюзеляжа на консолях крыла или фермах 38. Как уравновешивается крутящий у вертолетов с реактивным приводом? a) за счет вращения несущих винтов попарно в разные стороны; b) за счет момента, создаваемого тягой реактивных двигателей и сопел, расположенных на концах лопастей; c) за счет наклона вектора тяги каждого винта в нужном направлении. 39. С чем связана установка крыла на вертолет? a) с увеличением скорости вертолета; b) для разгружения несущего винта; c) для создания дополнительной подъемной силы; d) все ответы верны. 40. Летно-технические характеристики (ЛТХ) вертолета вычисляются по результатам ______________ расчета, являющегося составной частью общего проектирования. a) объемно-силового; b) аэродинамического; c) компоновочного. Оценка качества выполнения контрольных тестов: Процент правильно выполненных заданий Оценка по 4-х балльной системе 100 – 80 % отлично 80 – 60 % хорошо 60 – 50 % удовлетворительно Менее 50 % неудовлетворительно Примерный перечень вопросов к экзамену 1. Общие вопросы проектирования ЛА. 2. Задачи проектирования самолета (вертолета) 3. Этапы проектирования, их задачи и содержание 4. Особенности проектирования современных самолетов (вертолетов) 5. Общие и специальные требования к самолету 6. Общие и специальные требования к вертолету 7. Основные схемы вертолета и особенности их выбора 8. Сущность системного проектирования 9. Типы проектных моделей самолета 10.Критерии оценки проектных и конструкторских решений 11.Метод градиента оценки ЛА 12.Коэффициент роста 13.Весовая оценка проектных и конструкторских решений 14.Исходные данные для проектирования вертолета 15.Ограничения, обусловленные методами проектирования 16.Ограничения, накладываемые нормами летной годности 17.Условия обеспечения заданной длины разбега 18.Требования к посадке 19.Основные параметры самолета 20.Основные параметры и характеристики вертолетов 21.Выбор общей схемы самолета (вертолета) 22.Аэродинамические схемы самолета (вертолета) 23.Конструктивная компоновка вертолета 24.Типы вертолетов 25.Особенности применения вертолета сосной схемы 26.Двухвинтовая продольная схема вертолетов 27.Типы двигателей для самолетов 28.Типы двигателей для вертолетов 29.Классификация массы самолета (вертолета). 30.Расчет массы самолета (вертолета) в первом и во втором приближении. 31.Пересчет весовых характеристик. 32. Весовое проектирование и контроль массы самолета (вертолета). 33.Оптимизация проекта самолета (вертолета) на этапе разработки технического задания. 34.Общие методические положения. 35.Анализ влияния изменения проектных параметров при их оптимизации на летно-технические характеристики самолета (вертолета). 36.Графоаналитический метод оптимизации проектных решений. 37.Аэродинамическая и объемно-весовая компоновка самолета. 38.Центровка и компоновка вертолета. 39.Конструктивно-силовая компоновка. 40.Увязка формы и построение внешних обводов. 41.Основные тенденции развития пассажирских и грузовых самолетов. 42.Особенности аэродинамической компоновки пассажирских самолетов. 43.Выбор энерговооруженности. 44.Особенности проектирования сверхзвуковых пассажирских самолетов. 45.Особенности проектирования грузовых самолетов. 46.Проектирование маневренных самолетов. 47.Проектирование самолетов короткого и вертикального взлета и посадки. 48.Уравнение существования вертолетов различных схем. 49. Выбор профиля лопасти. 50.Относительные массовые, геометрические и удельные характеристики агрегатов вертолета в принятом диапазоне удельных нагрузок. 51.Общие основы проектирования частей самолета (вертолета). 52. Выбор критерия оптимизации. 53.Основные задачи проектирования частей самолета (вертолетов). 54.Проектирование крыла. 55.Проектирование фюзеляжа. 56.Проектирование силовой установки. 57.Проектирование оперения. 58.Проектирование систем управления. 59.Проектирование шасси. 60.Принципы построения и структура систем автоматизированного проектирования самолетов (вертолетов). МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего профессионального образования «Дальневосточный федеральный университет» (ДВФУ) ФИЛИАЛ В г. АРСЕНЬЕВЕ СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ по дисциплине «ПРОЕКТИРОВАНИЕ САМОЛЕТОВ (ВЕРТОЛЕТОВ)» Специальность 160201.65 Самолёто- и вертолётостроение г. Арсеньев 2012 Список основной учебной и учебно-методической литературы Основная литература 1. Арепьев, А.Н. Проектирование легких пассажирских самолетов : учеб.пособие / А.Н. Арепьев. – М. : Изд-во МАИ, 2006. – 640 с. : ил. 2. Основы авиа- и ракетостроения : учеб. пособие для вузов / А.С. Чумадин, В.И. Ершов, К.А. Макаров и др. – М. : Инфра-М, 2008. – 992 с. : ил. 3. Основы проектирования летательных аппаратов (транспортные системы) : учеб. пособие / под ред. В.П. Мишина. – М. : Машиностроение, 2005. – 375 с. : ил. Дополнительная литература 1. Машиностроение. Энциклопедия : в 40 т. Т. IV-21. Самолеты и вертолеты. Кн. 3. Авиационные двигатели / В. А. Скибин, В. И. Солонин, Ю. М. Темис и др.; под ред. В. А. Скибина, Ю. М. Темиса и В. А. Сосунова. – М. : Машиностроение, 2010. – 720 с. ; ил. 2. Машиностроение. Энциклопедия в 40 т. Т. IV-21 : Самолеты и вертолеты. Кн.2. Проектирование, конструкции и системы самолетов и вертолетов / ред. совет К.В. Фролов и др.; под ред. А.М. Матвиенко. – М. : Машиностроение, 2004. – 752 с. : ил. 3. Проектирование самолетов : учебник для вузов / под редакцией д.т.н., проф. С.М. Егера. – 3-е изд., перераб. и доп. – М. : Машиностроение, 1983. – 616 с. 4. Проектирование самолетов/перевод с английского под ред. И.И. Ескина, А.Д. Калужнина Электронные ресурсы 1. Я.С. Кривцов, B.C. Проектирование вертолетов : Учебник / B.C. Кривцов, Карпов. Л.И. Лосев. http://padaread.com/?book=17316 – Харьков : ХАИ, 2003. – 344 с. 2. Машиностроение. Энциклопедия в 40 т. Т. IV-21 : Самолеты и вертолеты. Кн.2. Проектирование, конструкции и системы самолетов и вертолетов / ред. совет К.В. Фролов и др.; под ред. А.М. Матвиенко. – М. : Машиностроение, 2004. – 752 с. : ил. http://e.lanbook.com/view/book/791/ 3. Основы проектирования летательных аппаратов (транспортные системы) : учеб. пособие / под ред. В.П. Мишина. – М. : Машиностроение, 2005. – 375 с. : ил. http://e.lanbook.com/view/book/812/ 4. Попов, П.М. Проектно-технологические и управленческие функции по конструкции самолетов (ЛА). Правила их формулирования: учеб. пособие / П.М. Попов, О.Ф. Соколова. – Ульяновск : УлГТУ, 2002. - 274 с. http://window.edu.ru/resource/153/26153/files/622.pdf 5. Проектирование самолетов : учебник для вузов / С.М. Егер, В.Ф. Мишин, Н.К. Лисейцев и др. под ред. С. М. Егера. – 3-е изд., перераб. и доп. – М. : Машиностроение, 1983. – 616 с. http://airspot.ru/library/book/eger-s-m-mishin-v-fliseytsev-n-k-proektirovanie-samoletov 6. Тарасов, Е.В. Методы проектирования летательных аппаратов. / Е.В. Тарасов, В.М. Балык. – М. : Вузовская книга, 2011. – 322 с. : ил. http://padaread.com/?book=17317
