|
Crow indian
Регистрация: 21.02.2009
Возраст: 40
Сообщений: 29,839
Поблагодарил: 398 раз(а)
Поблагодарили 5983 раз(а)
Репутация: 126089
|
Тема: Проектирование военно-транспортного стратегического самолета
Проектирование военно-транспортного стратегического самолета
Курсовая работа
Скачать
Цитата:
СОДЕРЖАНИЕ
ВВЕДЕНИЕ 6
1 Анализ проектной ситуации и разработка тактико-технических требований проектируемого самолета 7
1.1 Составление статистики 7
1.2 Разработка тактико-технических требований 13
1.2.1 Функциональные требования 13
1.2.2 Общие технические требования 13
1.2.3 Основные технические требования для проектируемого самолета 14
2 Выбор схемы самолета 15
2.1 Выбор схемы крыла 15
2.2 Выбор схемы фюзеляжа 15
2.3 Взаимное расположение крыла и фюзеляжа 15
2.4 Балансировочная схема самолета 16
2.5 Схема расположения органов управления самолетом 16
2.6 Выбор схемы оперения 16
2.7 Выбор схемы шасси 17
2.8 Выбор силовой установки 17
2.9 Выбор типа механизации крыла 17
2.10 Выбор удельной нагрузки на крыло 18
2.11 Определение максимального аэродинамического качества 19
3 Определение потребной тяговооруженности самолёта 20
3.1 Полет на крейсерском режиме 20
3.2 Обеспечение заданной длины разбега 20
3.3 Взлёт с одним отказавшим двигателем 21
4 Определение взлетной массы самолета 22
4.1 Определение массы целевой нагрузки и экипажа 22
4.2 Определение вероятного значения взлетной массы самолета 22
4.3 Определение относительных масс 23
4.3.1 Определение относительной массы конструкции 23
4.3.2 Определение относительной массы силовой установки 23
4.3.3 Определение относительной массы топливной системы 24
4.3.4 Определение относительной массы оборудования 25
4.3.5 Определение взлетной массы первого приближения 25
5 Определение основных параметров самолета 27
5.1 Определение параметров крыла 27
5.2 Определение размеров фюзеляжа 27
5.3 Определение параметров оперения 27
5.4 Определение параметров шасси 28
5.5 Определение массы топлива 28
5.6 Определение параметров и подбор двигателей 29
6 Составление сводки масс самолета 30
7 Разработка чертежа общего вида и технического описания самолета 32
7.1 Общие сведения 32
7.2 Конструкция планера. 32
7.3 Силовая установка 32
7.4 Управление самолетом 33
7.5 Оборудование и системы самолета 33
СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ 35
ПРИЛОЖЕНИЕ А 36
|
Цитата:
ВВЕДЕНИЕ
Самолёты относятся к классу летательных аппаратов, использующих аэродинамический принцип полёта. Они расходуют энергию запасенного топлива для создания движущей, подъёмной и управляющих сил с помощью воздушной среды. В настоящее время этот тип летательных аппаратов с огромным потенциалом дальнейшего развития, так как освоенная область скоростей и высот полёта, в которой возможна реализация аэродинамического принципа полёта, очень мала, а потребности общества в таких летательных аппаратах постоянно возрастают.
В любом самолёте можно выделить ряд функциональных подсистем, определяющих в совокупности его полезные свойства. Это подсистема создания подъёмной силы, подсистема, обеспечивающая устойчивость и управляемость самолёта на заданной траектории, подсистема обеспечения движущей силы, подсистемы обеспечения целевой функции, жизнеобеспечения, обеспечения управления и навигации в различных условиях полёта.
Задачей проектирования является разработка схемы, структуры и конструкции будущего самолёта и составляющих его элементов, которая должна обеспечить при определённых ограничениях наиболее эффективное выполнение поставленных целей. Решение этой задачи реализовывается в данной курсовой работе.
1 Анализ проектной ситуации и разработка тактико-технических требований проектируемого самолета
1.1 Составление статистики
Статистические таблицы, составляемые при разработке нового самолета, содержат введения об основных характеристиках и параметрах самолетов-прототипов, идентичных по назначению и условиям применения проектируемому самолету, и имеющих примерно одинаковую с ним, целевую нагрузку и дальность полета. В таблицу заносятся данные о 3–5 самолетах, с указанием страны и фирмы, выпустившей данный самолет, года выпуска, типа, количества двигателей, и их основных параметров. Приводятся массовые, геометрические, летно-технические параметры прототипов. Массовые, геометрические параметры представляются как в абсолютном, так и в относительном виде. К таблице приложены краткие описания, включенных в нее самолетов, с кратким указанием важнейших конструктивных особенностей, наиболее интересных идей и технических решений, использованных при разработке данного самолета. К описанию обязательно прикладывается схема самолета в трех проекциях, которая может использоваться для определения недостающих геометрических размеров. Содержание статистической таблицы показано в таблице 1.
|
Цитата:
Самолет Ан–124 «Руслан»
Самолет предназначен для перевозки штатной боевой и обеспечивающей техники мотострелковой и воздушно-десантной дивизии, парашютного десантирования грузов и боевой техники с расчетами (экипажами), перевозки крупногабаритных и тяжелых народно-хозяйственных грузов.
Ан–124 выполнен по обычной для тяжелых военно-транспортных самолетов схеме высокоплана со стреловидным крылом сравнительно большого удлинения, однокилевым хвостовым оперением и многоколесным убирающимся в полете шасси.
Фюзеляж самолета разделен на две палубы. Верхняя передняя палуба для размещения основного и сменного экипажа и оборудования, верхняя задняя палуба для размещения людей, сопровождающих технику и грузы. Нижняя палуба непосредственно для размещения техники и грузов.
Грузовая кабина герметична и имеет передний (откидывающаяся носовая часть) и задний грузовые люки. Кабина оборудована бортовыми погрузочными кранами и передвижными напольными электрическими лебедками.
Многоколесное шасси оснащено системой приседания. Каждая основная опора шасси состоит из пяти независимых двухколесных стоек, передняя опора - из двух стоек, каждая из которых имеет два колеса.
Силовая установка состоит из четырех турбовентиляторных двигателей большой степени двухконтурности Д-18Т. Кроме огромной мощности, эти двигатели отличаются малой массой, низким расходом топлива и невысоким уровнем шума. Дальность полета Ан-124 с максимальной нагрузкой 120 т составляет 5600 км, а с нагрузкой 40 т 11000 км.
Рисунок 1 — Схема самолета Ан-124
Самолет С–5B «Galaxy»
Самолет выполнен по нормальной аэродинамической схеме с фюзеляжем большого диаметра, высокорасположенным крылом и Т-образным оперением. Двигатели установлены на пилонах под крылом.
Фюзеляж двухпалубный: в передней части верхней палубы, кроме кабины экипажа, предусмотрено место для отдыха 15 человек сменного персонала, а в задней части за кессоном крыла может быть размещено 75 сидений для перевозки личного состава. Нижняя палуба представляет собой грузовую кабину, которая может быть переоборудована для перевозки 270 солдат с вооружением.
Четыре двигателя располагаются в подкрыльных гондолах на пилонах. В ходе программы модернизации на самолетах были установлены более совершенные двигатели TF 39-GE-1C.
«Galaxy» стал первым транспортным самолетом, изначально оснащенным системой дозаправки топливом в воздухе. Благодаря этому, он может взлетать с минимальным запасом топлива, а затем принимать в воздухе порядка 90 тонн топлива.
В 12 крыльевых баках C-5В размещается до 150 819 кг топлива.
Рисунок 2 — Схема самолета С–5В
Самолет С-17 «Globemaster III»
Самолет выполнен по нормальной аэродинамической схеме с фюзеляжем большого диаметра, высокорасположенным крылом и Т-образным оперением.
Фюзеляж типа полумонокок со скошенной вверх хвостовой частью, снизу которой расположены два аэродинамических гребня. Грузовая кабина с задней грузовой рампой, на которой в полете может размещаться груз массой до 18,1 т. Рампа четырехсекционная с гидравлическим приводом устанавливается под различными углами наклона в зависимости от типа загружаемой в самолет техники. Грузовая кабина герметизирована, в ней могут перевозиться до 144 солдат с вооружением или 48 носилочных и 54 сидячих раненых. Нижняя часть фюзеляжа бронирована для защиты от стрелкового оружия.
Четыре двигателя ТРДД Р117-PW-100 располагаются в подкрыльных гондолах на пилонах. Шасси трехопорное убирающееся с гидравлическим приводом и возможностью аварийного выпуска под действием силы тяжести. Длина двигателя 3,729 м, степень двухконтурности 6,0, сухая масса двигателя 3220кг, диаметр корпуса вентилятора 2,154 мм.
Топливо размещается в баках общей емкостью 102614 л. Имеется система дозаправки топливом в полете.
Рисунок 3 — Схема самолета С–17 «Globemaster III»
1.2 Разработка тактико-технических требований
Тактико-технические требования к проектируемому самолету определяют основные цели и задачи его создания, условия его применения, задают потребные значения основных параметров и характеристик самолета. Намечают условия его производства и эксплуатации. Все требования к проектируемому самолету подразделяются на несколько групп.
1.2.1 Функциональные требования
1) назначение самолета: военно-транспортный стратегический самолет для перевозки военнослужащих и техники.
2) основные задачи, выполняемые базовым самолетом: перевозка военнослужащих, различных видов техники и грузов.
3) Варианты использования и возможные модификации самолета: использование для перевозки крупногабаритных и тяжелых народно-хозяйственных грузов, а также использование в качестве спасательного или санитарного самолета.
4) Состав целевой (коммерческой) нагрузки: военные техника и грузы, военнослужащие, люди, сопровождающие технику и грузы.
5) Состав экипажа: командир, второй пилот, бортинженер, два оператора погрузочно-разгрузочного оборудования, наблюдатель.
6) Степень автоматизации основных этапов полета: высокая, обеспечивается бортовыми системами автоматического управления.
7) Условия базирования, класс аэродрома, тип ВПП: аэродром класса 1, бетонированная ВПП.
1.2.2 Общие технические требования
Эти требования определяют основные летные качества будущего самолета, его надежность и безопасность.
Перечень качественных требований указывает самые важные свойства самолета, на которые при проектировании следует обращать внимание в первую очередь. Список требований:
1) Высокая крейсерская скорость полета;
2) Быстрота погрузки и выгрузки;
3) Возможность перевозки и десантирования с воздуха легкой и средней техники пехотной дивизии;
4) Хорошие взлетно-посадочные характеристики и возможность эксплуатации с грунтовых аэродромов;
5) Высокая топливная эффективность;
6) Возможность автономной эксплуатации с неподготовленных аэродромов;
7) Удобство обслуживания и ремонта.
Воспользуемся методом парных сравнений и результаты запишем в таблицу.
|
Цитата:
Запишем результаты парных сравнений в порядке убывания их важности:
1) Быстрота погрузки и выгрузки;
2) Хорошие взлетно-посадочные данные и возможность эксплуатации с грунтовых аэродромов;
3) Возможность перевозки и десантирования с воздуха легкой и средней техники пехотной дивизии;
4) Возможность автономной эксплуатации с неподготовленных аэродромов;
5) Удобство обслуживания и ремонта;
6) Высокая топливная эффективность;
7) Высокая крейсерская скорость.
1.2.3 Основные технические требования для проектируемого самолета
К разрабатываемому самолету предъявляются следующие основные технические требования:
1) назначение самолета – перевозка военнослужащих и техники;
2) масса груза: 120 т;
3) дальность полета: 6 500 км;
4) максимальная дальность полета: 8 000 км
5) крейсерская скорость: 850 км/ч;
6) крейсерская высота: 10 000 м;
7) посадочная скорость: не более чем 200 км/ч;
8) длина разбега: не более 3 500 м;
9) полный ресурс: 60 000 ч. 7 790 полетов;
10) размер серии: 10 летательных аппаратов;
11) коэффициент топливной эффективности: 26 г/пас км;
12) максимальная эксплуатационная перегрузка: 2,25;
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 тактико-технических требований. Выбор схемы проектируемого самолета производится на основании статистических данных и разработанных основных тактико-технических требований.
2.1 Выбор схемы крыла
Для выбора схемы крыла определяются следующие параметры:
1) Число крыльев: 1 (моноплан);
2) Расположение крыла: высокоплан;
3) Форма крыла: стреловидная;
4) Угол стреловидности по ¼ хорд: χ = 30°;
5) Удлинение крыла: λ = 8,6;
6) Сужение крыла: η = 4;
7) Тип профиля крыла: суперкритический;
8) Относительная толщина крыла в корневой части: С0 = 14 %;
9) Относительная толщина крыла в концевой части: скц = 10 %;
10) Угол поперечного V крыла ψ = –11°.
2.2 Выбор схемы фюзеляжа
Для выбора схемы фюзеляжа определяются следующие параметры:
1) Форма поперечного сечения фюзеляжа: сложное с Dэкв = 8,2 м;
2) Удлинение фюзеляжа: λф = 8,7;
3) Удлинение носовой части фюзеляжа: λн.ч. = 1,2;
4) Удлинение хвостовой части фюзеляжа λхв.ч. = 3,0;
5) Площадь миделя: Sмид = 60 м2;
2.3 Взаимное расположение крыла и фюзеляжа
При выборе схемы взаимного расположения крыла и фюзеляжа рассматривают
комбинацию разных факторов, зависящих от летных характеристик самолета.
Различают т основных схемы взаимного расположения крыла и фюзеляжа:
1) Низкоплан — самолёт (моноплан), крыло в котором проходит через нижнюю половину фюзеляжа.
2) Среднеплан — схема крепления крыла к фюзеляжу самолёта (моноплана), когда крыло проходит через среднюю часть его сечения. Такая схема в применяется преимущественно на машинах лёгкой и боевой авиации.
3) Высокоплан — схема крепления крыла к фюзеляжу самолёта (моноплана), когда крыло проходит через верхнюю половину его сечения, располагается на нём или даже над ним.
В данном случае была выбрана схема «высокоплан», так как она является более выгодной и типичной схемой для проектируемого вида самолета.
2.4 Балансировочная схема самолета
Аэродинамическая схема характеризует геометрическое и конструктивные особенности самолета. Известно большее число признаков, по которым характеризуется аэродинамическая схема, но в основном их принято различать по взаимному расположению крыла и горизонтального оперения. 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.
2.5 Схема расположения органов управления самолетом
Органами управления самолета является оперение. Оперение обеспечивает устойчивость, управляемость и балансировку самолета в полете. Оно 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.
Вертикальное оперение состоит из неподвижной части — киля и шарнирно подвешенного к нему руля направления.
1) относительная площадь руля высоты: = 11 %;
2) относительная площадь руля направления: = 4 %;
3) относительная площадь руля элеронов: = 5 %;
4) углы отклонения руля высоты: δов вверх = 25°, δов вниз = 20°;
5) углы отклонения руля направления: δон = ± 25°;
6) углы отклонения элеронов: δоэ вверх = 20°, δоэ вниз = 15°.
2.6 Выбор схемы оперения
Для выбора схемы оперения определяются следующие параметры:
1) Удлинение горизонтального оперения: λг.о. = 5,0;
2) Сужение горизонтального оперения: ηг.о = 3,3;
3) Относительная толщина горизонтального оперения: г.о. = 7,5 %;
4) Относительная площадь горизонтального оперения: г.о. = 26 %;
5) Удлинение вертикального оперения: λв.о = 1,25;
6) Сужение вертикального оперения: ηв.о = 2,5;
7) Относительная толщина вертикального оперения: в.о. = 9 %;
8) Относительная площадь вертикального оперения: в.о. = 15 %.
|
|
Почта
31.07.2012, 17:23
Похожие темы
