Проектирование пассажирского среднемагистрального самолёта - Курсовая работа

МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ РФ ГОСУДАРСТВЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ «ВОРОНЕЖСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ»Самолеты относятся к классу летательных аппаратов, использующих аэродинамический принцип полета. 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.По данной схеме выбираем прототип самолета, для которого проводим разбивку общего объема фюзеляжа с определением пассажирских салонов (с уточнением класса салона), а также вспомогательных и служебных отсеков, включая кабину экипажа, кресла отдыха бортпроводников, буфет, багажные отделения, туалеты и т.д. Прототипом для данной схемы самолета был выбран самолет Ту-134, схема которого представлена на рисунке 1, так как он наиболее соответствует заданию курсовой работы. Потребная длина салона определяется по следующей формуле: , (1.1) где - минимальное расстояние от плоскости передней перегородки кабины до первого ряда сидений, мм; Для таких салонов количество бортпроводников определяется из расчета один бортпроводник на 25 - 30 пассажиров, следовательно, нужно 2 бортпроводника. Так как в самолете имеется 2 салона, то необходимо расположить в фюзеляже 2 кухни, необходимая площадь подсчитывается по формуле (1.2): , (1.2) где nпас - число пассажиров.После размещения топливных баков в крыле и фюзеляже самолета необходимо определить дальность полета самолета. Дальность полета L (км) определяется по формуле: , (2.1) где K - аэродинамическое качество на крейсерском режиме полета; Относительная масса топлива определяется по формуле: , (2.2) где мт - масса топлива без аэронавигационного запаса. Масса топлива без аэронавигационного запаса определяется по формуле: (2.3) Аэронавигационный запас топлива Gанз, требуемый для 45 минут полета, определяется по формуле: , (2.4) где Рд1 - тяга одного двигателя, кг;Средние аэродинамические хорды крыла, горизонтального и вертикального оперения рассчитываются графическим путем, их расчет представлении на рисунках 5, 6, 7.По статистике, с учетом известного взлетного веса самолета G0, определяем веса основных его агрегатов: крыла, фюзеляжа, вертикального и горизонтального оперения, шасси, двигателей, экипажа, пассажиров, гардеробов, кресел пассажиров и экипажа. Вес каждого кресла самолета равен 14 кг, вес членов экипажа nэ=70 кг, вес пассажиров nпас=90кг. Вес оборудования в носовой части фюзеляжа Gоб примем равным 450 кг, тогда вес носовой части Gнос ч определится по формуле (4.1): , (4.1) где nпил - количество пилотов, чел. Вес первого и второго салонов складывается из веса пассажиров салоне и веса кресел: , (4.3) Вес кухни определяется по следующей формуле: (4.10) где Gоб кух - масса кухни с оборудованием на одного пассажира, кг;Результаты нахождения весов агрегатов и координат центров тяжести каждого из них для наглядности занесем в таблицу 1. Таблица 1 - Веса основных агрегатов самолета и их координаты Наименование агрегата самолета Вес агрегата, кг Координата Х, мм Координата центра тяжести всего самолета определяется по следующей формуле: , (4.15) где Gi - вес i-го агрегата, кг; Зная координату центра тяжести всего самолета можно определить центровку для снаряженного состояния по формуле: , (4.16) где Хт - координата центра тяжести всего самолета в зависимости от расчетного случая в системе координат XOY;В данном случае при расчете центровки не учитываются: вес экипажа, вес пассажиров, масса топлива, масса кухни, масса багажа, масса гардероба. То есть для данного расчетного случая таблица 1 примет вид: Таблица 2 - Данные для расчета центровки пустого самолета Носовая часть фюзеляжа 476 2064 Туалет в носовой части фюзеляжа 250 5340 Координата центра тяжести всего самолета определяется по формуле (4.15): Зная координату центра тяжести всего самолета можно определить центровку для пустого самолета по формуле (4.16): Данное значение входит в диапазон центровок .Найдем суммарную вертикальную силу Pi в каждом отсеке. В первом отсеке длиной 6127 мм действует суммарная вертикальная сила, P1 которая находится по формуле: , (5.1) где np - расчетная перегрузка. Найдем расчетную перегрузку: Тогда суммарная вертикальная сила P1 будет равна: . Во втором отсеке длиной 7525 мм действует суммарная вертикальная сила P2, которая находится по формуле: , (5.3) В третьем отсеке длиной 9245 мм действует суммарная вертикальная сила P3, которая находится по формуле: , (5.4)Подъемная сила крыла определяется по формуле: , (6.1) Gоснст - вес основных стоек шасси, расположенных в крыле, кг; Вес конструкции крыла Gkp =8700 кг, масса топлива расположенного в крыле Gt =15844 кг, вес основных стоек шасси Gоснст =2610 кг, вес снаряжения крыла примем 5% от веса конструкции крыла Gснаркр =0,005 8700=435 кг.

Содержание

Введение

1. Компоновка самолета

2. Расчет дальности полета самолета

3. Расчет средних аэродинамических хорд

4. Расчет центровки самолета

4.1 Расчет центровки в снаряженном состоянии

4.2 Расчет центровки пустого самолета

5. Нагрузки, действующие на фюзеляж

6. Определение реакций, действующих на фюзеляж от крыла

7. Определение реакций, действующих на фюзеляж от горизонтального и вертикального оперения

8. Определение распределенных массовых сил от веса конструкции фюзеляжа

9. Расчет крутящего момента МКР

10. Построение эпюр QY и MZ

11. Предварительное проектирование силового набора фюзеляжа

12. Проектировочный расчет трех сечений фюзеляжа

13. Определение напряжений в наиболее нагруженном сечении фюзеляжа

14. Определение момента инерции сечения фюзеляжа относительно оси 0Z, проходящей через центр тяжести сечения фюзеляжа

14.1 Определение собственных моментов инерции сечений

15. Расчет типового шпангоута

Заключение

Список литературы фюзеляж шпангоут самолет конструирование