Проектирование агрегатов самолёта

1

Ульяновский государственный технический университет

Институт авиационных технологий и управления

Кафедра ”Самолётостроения”

Курсовой проект

По предмету: Технологии изготовления деталей самолёта

на тему: Проектирование агрегатов самолёта

Ульяновск, 2008

Реферат

Курсовой проект. Пояснительная записка 31 с., 7 рис., 11 табл., графическая часть 3 л., ФА 1.

ПРОЕКТИРОВАНИЕ АГРЕГАТА САМОЛЁТА, АНАЛИЗ ПРОТОТИПА, ОПРЕДЕЛЕНИЕ ВОЗДУШНЫХ И МАССОВЫХ СИЛ, ПРОЕКТИРОВОЧНЫЙ РАСЧЁТ, ВЫБОР И РАСЧЁТ КРОНШТЕЙНА.

Произведён анализ, внесены предложения по совершенствованию конструкции.

СОДЕРЖАНИЕ

ВВЕДЕНИЕ

1. АНАЛИЗ ПРОТОТИПА САМОЛЁТА

2. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ВОЗДУШНЫХ И МАССОВЫХ СИЛ, ДЕЙСТВУЮЩИХ НА КРЫЛО

2.1 Выбор основных параметров самолёта

2.2 Построение поляр для профиля

2.4 Распределение массовых сил вдоль размаха крыла

2.5 Построение эпюр перерезывающих сил и изгибающих моментов

2.6 Построение эпюр изгибающих

3. ПРОЕКТИРОВОЧНЫЙ РАСЧЁТ КРЫЛА

3.1 Подбор сечений элементов силовой схемы крыла

3.2 Подбор элементов продольного набора

3.3 Определение толщин стенок лонжеронов

4.ВЫБОР И РАСЧЁТ КРОНШТЕЙНА

4.1 Определение диаметра болта

4.2 Определяем геометрические параметры проушины

4.3 Определяем геометрические параметры корпуса кронштейна

4.4 Расчёт крепления кронштейнов

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

ПРИЛОЖЕНИЕ

СПИСОК ИСПОЛЬЗУЕМОЙ ЛИТЕРАТУРЫ

ВВЕДЕНИЕ

В курсовой работе разработан самолёт З-81, на основе прототипа С-80. Самолёт предназначен для воздушного туризма, перевозки пассажиров, груза, а также в качестве учебно-тренировочного.

З-81 может легко консервируемым в поиско-спасательный, патрульный или санитарный и другие варианты по требованию заказчика.

Самолёт имеет высокий уровень технологичности и удовлетворяет самым высоким требованиям заказчиков. Активная система безопасности полёта обеспечивает управление полётом и помогает лётчику корректировать его ошибки. Интегральная система БРЭО допускает пилотирование самолёта в визуальных метрологических условиях и метеоусловиях полёта по приборам днём и ночью в любых регионах мира, а также эксплуатацию с бетонированных и грунтовых аэродромов, включая аэродромы, не оборудованные для посадки по приборам. Салон самолёта соответствует современному дизайну, имеет прекрасную видимость, удобные кресла, систему кондиционирования и сервисное оборудование, включающие: бар, аудиовидиосистему, телевизионную камеру и телефонную спутниковую связь.

Эксплуатационная автономность С-80 позволяет выполнять полёты без специальных средств наземного обслуживания, большая топливная вместимость обеспечивает полёты на дальние дистанции без дозаправки. Высокое качество, надёжность и большой ресурс самолёта гарантируется применением перспективных технологий и композиционных материалов при изготовление планера.

АНПК ОКБ Сухого ведётся разработка лёгкого многоцелевого самолёта С-80. Самолёт предназначен для воздушного туризма, перевозки пассажиров, груза, а также в качестве учебно-тренировочного.

С-80 может легко консервируемым в поиско-спасательный, патрульный или санитарный и другие варианты по требованию заказчика.

Самолёт имеет высокий уровень технологичности и удовлетворяет самым высоким требованиям заказчиков. Активная система безопасности полёта обеспечивает управление полётом и помогает лётчику корректировать его ошибки. Интегральная система БРЭО допускает пилотирование самолёта в визуальных метрологических условиях и метеоусловиях полёта по приборам днём и ночью в любых регионах мира, а также эксплуатацию с бетонированных и грунтовых аэродромов, включая аэродромы, не оборудованные для посадки по приборам. Салон самолёта соответствует современному дизайну, имеет прекрасную видимость, удобные кресла, систему кондиционирования и сервисное оборудование, включающие: бар, адиовидеосистему, телевизионную камеру и телефонную спутниковую связь.

Эксплуатационная автономность С-80 позволяет выполнять полёты без специальных средств наземного обслуживания, большая топливная вместимость обеспечивает полёты на дальние дистанции без дозаправки. Высокое качество, надёжность и большой ресурс самолёта гарантируется применением перспективных технологий и композиционных материалов при изготовление планера.

Таблица1. - Основные характеристики самолета С-80.

Название самолета	С-80	Як-58	М-101Т
Тип двигателя.	ТВД	-----	----
Мощность двигателя, л.с.	1500	-----	750
Максимальная взлетная масса, кг.	10000	2100	2900
Максимальный запас топлива, кг.	4500	------	600
Коммерческая нагрузка, кг.	------	450	630
Экипаж, чел	1-2	1-2	1-2
Скорость полета, максимальная, км/ч.	450	300	500
крейсерская, км/ч.	350	-----	----
Крейсерская высота полета, м.	3000	4000	7600
Дальность полета, м.		------	----
- с дополнительным запасом топлива	2200	------	----
Длина разбега, м.	350	------	290
Длина пробега, м.	180	------	280
Взлетная дистанция, (до Н=15 м.)	620	610	---
Посадочная дистанция (до Н=15 м.)	614	600	---

2.1 Выбор основных параметров самолёта

Исходные данные для расчета:

Коммерческая нагрузка

Скорость полета

Высота полета

Дальность полета

Двигатель расположен на фюзеляже

Коэффициент перегрузки

Максимальная взлетная масса кг.

Корневая хорда

Концевая хорда

Аэродинамический профиль №22,10

Определяем удельную нагрузку на крыло [2]

(1)

скорость захода на посадку

относительная масса топлива

Определяем удельную нагрузку на крыло из условия обеспечения заданной крейсерской скорости на заданной высоте полета [2]

(2)

(3)

плотность воздуха на высоте 5000 м.

крейсерская скорость самолета.

скорость звука на высоте 3000 м.

Определяем тягавооруженность самолета из условия набора высоты при одном отказавшем двигателе [2]

(4)

где, число двигателей

коэффициент качества при наборе высоты

градиент набора высоты

из условия обеспечения горизонтального полета [2]

(5)

коэффициент учуивающий степень дроссельлирлвания двигателя

коэффициент учитывает тяги по скорости полета

Определяем тягавооруженность самолета из условия обеспечения заданной длины разбега самолета [2]

(6)

где, длина разбега

коэффициент трения

Определяем тягавооруженность маневренных самолетов из условия:

а) скороподъемности [2]

(7)

относительная плотность

б) заданной максимальной скоростью

(8)

в) полета заданной перегрузкой

(9)

Находим площадь крыла [2]

(10)

Определяем тягу двигателя

(11)

Таблица 2. Построение поляр для крыла

Сx	0,688	0,827	0,96	1,08	1,195	1,25	1,31	1,35	1,22
Cy	0,043	0,058	0,0746	0,094	0,1146	0,13	163	0,207	0,278

 Рис. 1

Площадь крыла: [5] (12)

Удлинение: [5] (13)

Сужение: [5] (14)

Хорда крыла в расчетном сечении:

(15)

где

Толщина крыла: для пятой хорды.

Профиль крыла в расчетном сечении строится следующим образом: ординаты верхней и нижней половины профиля и определяются из уравнений, описывающих форму профиля крыла, если заданы относи-тельные координаты и в % от хорды, то и определяются по формулам: [5]

,

Принимаем Таблица 3

X	0	2,5	10	15	20	30	40	50
	0	2,01	2,92	4,02	4,83	5,51	6,4	5,82
	0	-1,03	-1,52	-1,96	-2,17	-2,47	-2,6	-2,78

Произведя расчеты получаем:

Таблица 4

Yв	0	0,06	0,087	0,12	0,14	0,16	0,19	0,20	0,20	0,208
Yн	0	-0,03	-0,04	-0,05	-0,06	-0,07	-0,07	-0,08	-0,08	-0,09

Расчетная схема крыла

Рис. 2

Сечение профиля крыла

Рис. 3

2.3 Определение воздушной нагрузки

Для плоского нестреловидного крыла с удлинением воздушная нагрузка определяется во формуле: [5]

(16)

Таблица 5

№
1	0	0	3,2	3600	1440	3600	3600	360	-	0	1800
2	0,4	0,1	3,06	3442,5	1377	3240	3442,5	344,25	-	0	1721,25
3	0,8	0,2	2,92	3285	1314	2880	3285	328,5	-	0	2956,5
4	1,2	0,3	2,78	3127,5	-	2520	3127,5	312,75	-	0	2814,75
5	1,6	0,4	2,64	2970	-	2160	2970	297	1,056	1573,1	1099,91
6	2	0,5	2,5	2812,5	-	1800	2812,5	281,25	1	1489,7	1041,58
7	2,4	0,6	2,36	2655	-	1440	2655	265,5	0,944	1406,3	983,25
8	2,8	0,7	2,22	2497,5	-	1080	2497,5	249,75	0,888	1322,8	812,75
9	3,2	0,8	2,08	2340	-	720	2340	234	-	0	2106
10	3,6	0,9	1,94	2182,5	-	360	2182,5	218,25	-	0	1964,25
11	4	1	1,8	2025	-	0	2025	202,5	-	0	1822,5

2.4 Распределение массовых сил вдоль размаха крыла

Массовые нагрузки конструкции крыла можно определить: [5]

(17)

где

Массовые силы от топлива, находящиеся в крыле: [5]

(18)

где

Площадь топливного бака находим из объема, самого топлива.

Результаты расчета приведены в таблице 5

2.5 Построение эпюр перерезывающих сил и изгибающих моментов

При построении эпюр перерезывающих сил и изгибающих моментов крыло рассматривается как балка на двух опорах. Опорами являются стыковочные шпангоут фюзеляжа. Балки нагружены распределенной нагрузкой, которая определяется по формуле: [5]

(19)

Разбиваем крыло на части. Интегрируем численным методом эпюру получаем эпюру перерезывающих сил и изгибающих моментов .

(20)

(21)

Результаты расчета приведены в таблице 6

Таблица 6

№
1	0	1800	1760,6	0,4	1760,6	1760,6	125	579,25	694,9	231,7	2749,44
2	0,1	1721,3	2338,9	0,4	2338,9	16986	125	810,55	919,9	324,22	2517,74
3	0,2	2956,5	2885,6	0,4	2885,6	14647	125	1029,3	843,5907	411,7	2193,52
4	0,3	2814,8	1957,3	0,4	1957,3	11761	125	657,93	480,6142	263,17	1781,82
5	0,4	1099,9	1070,7	0,4	1070,7	9804	125	303,3	354,1314	121,32	1518,65
6	0,5	1041,6	1012,4	0,4	1012,4	8733,3		404,97	525,5828	161,99	1397,33
7	0,6	983,25	1615,5	0,4	1615,5	7720,9		646,2	758,475	258,48	1235,34
8	0,7	2247,8	2176,9	0,4	2176,9	6105,4		870,75	842,4	348,3	976,86
9	0,8	2106	2035,1	0,4	2035,1	3928,5		814,05	785,7	325,62	628,56
10	0,9	1964,3	1893,4	0,4	1893,4	1893,4		757,35	378,675	302,94	302,94
11	1	1822,5				0		0			0

Страницы: 1, 2