Проектирование самолёта

ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНТСТВО ПО ОБРАЗОВАНИЮ

Ульяновский государственный технический университет

Институт авиационных технологий и управления

Кафедра «Самолетостроение»

УТВЕРЖДАЮ

Заведующий Кафедрой

_______________________

подпись, инициал, фамилия

“____” ____________2005г.

ПОЯСНИТЕЛЬНАЯ ЗАПИСКА

к курсовому проекту по дисциплине

«Основы проектирования самолётов»

На тему Проектирование самолёта____________________

Автор работы Лазарев В.В. группа АСВд-42

подпись, дата, инициалы, фамилия

Специальность 130100 «Самолето- и вертолетостроение»

Обозначение курсовой работы: КП 2096.9373.1301.024.000____

Руководитель работы Е.Н. Матвеев

подпись, дата, инициалы, фамилия

Нормоконтроль .

подпись, дата, инициалы, фамилия

Работа защищена ________________________________________________________

дата оценка

Члены комиссии: ________________________________________________________

________________________________________________________

________________________________________________________

Ульяновск 2005

ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНТСТВО ПО ОБРАЗОВАНИЮ

Ульяновский государственный технический университет

Институт авиационных технологий и управления

Кафедра «Самолетостроение»

ЗАДАНИЕ НА КУРСОВОЙ ПРОЕКТ (РАБОТУ)

Студент(ка) Лазарев В.В.___________________________

фамилия, инициалы

1. Тема: Проектирование самолёта___________a_______________________________________________________________

2. Срок предоставления проекта (работы) к защите

«___»___________2005 г.

3.Исходные данные для проектирования (научного исследования)

4. Содержание пояснительной записки курсового проекта (работы)

4.1. Анализ прототипов самолёта

4.2. Выбор параметров самолёта

4.3. Расчёт нагрузок действующих на ГО

5. Перечень графического материала:

5.1. Общий вид самолета 1 л. ф. А1

5.2. Теоретический чертёж ГО 1л. ф. А1

5.3. Сборочный чертёж ГО 1л. ф. А1

5.4. Основные и типовые сечения 1л. ф. А1

5.4. Чертеж детали ГО 1л. ф. А1

Руководитель проекта (работы) Е.Н.Матвеев

подпись, дата, инициалы, фамилия

Задание принял к исполнению___________«___»_________________2005г.

РЕФЕРАТ

Курсовая работа. Пояснительная записка с., рис., табл., графическая часть л., ф А1, приложение с.

САМОЛЕТ, ФЮЗЕЛЯЖ, ХОРДА, НАГРУЗКА, УСИЛИЕ, ЭПЮРЫ, РУЛЬ ВЫСОТЫ, КРОНШТЕЙН.

Выбран прототип самолета. Выбрана аэродинамическая схема самолета. Рассчитаны основные параметры самолета. Произведён расчет фюзеляжа. Сделан расчет кронштейна.

СОДЕРЖАНИЕ

ВВЕДЕНИЕ

1. РАСЧЁТНАЯ ЧАСТЬ

1.1. Прототип самолёта

1.2. Выбор основных параметров самолета

1.3. Проектирование крыла

1.4. Проектирование горизонтально оперения

1.5. Площадь рулей высоты

1.6. Проектирование вертикального оперения

1.7. Площадь рулей направления

1.8. Проектирование фюзеляжа

2. РАСЧЁТ ФЮЗЕЛЯЖА

3. РАСЧЕТ КРОНШТЕЙНА

4.1. Расчет проушины

4.2. Расчет заклёпочного шва

4.3. Расчет крепления кронштейна

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ

ПРИЛОЖЕНИЕ

ВВЕДЕНИЕ

Авиационный транспорт – один из важнейших видов транспорта, осуществляющий перевозки пассажиров, грузов, почты, - важное звено экономической и социальной инфраструктуры страны.

Современные самолеты и вертолеты проектируется, и производятся с учетом особых требований к безопасности полетов и чрезвычайно жестких условий эксплуатации: многократного превышения скорости звука, многократно повторяемых пиковых нагрузок, форсированных режимов полетов во всепогодных и все климатических условиях. Для современных самолетов чрезвычайно важное значение имеют увеличение их ресурса, снижение воздействия авиации на окружающую среду, комфортность, а также минимизация размеров агрегатов.

Дальнейшее развитие в ближайшие годы должна получить так называемая деловая авиация, предназначенная для перевозки небольших групп пассажиров (5…15 чел.) спецрейсами. Спецрейсы могут обеспечить однодневные деловые поездки между различными регионами мира. Такие поездки не нарушают обычного ритма жизни и, следовательно, не требуют адаптации к местному времени в пунктах развития и возращения.

Основной целью курсового проекта является получение практических навыков самостоятельного решения частных конструкторских задач в области проектирования самолета.

удлинение хвостовой части.

1.1. ПРОТОТИП САМОЛЁТА

Ил-103

Модификация – 1.

Тип двигателя: 10-360ES

Количество двигателей:1

Мощность двигателя: 210 л.с.

Взлётная масса: 965 кг

Максимальная ПН: 180 кг

Экипаж, чел: 1/3

Максимальная скорость полета: 340 км/ч

Дальность с запасом топлива:800 км

Полётное время: 2 ч

Крейсерская скорость: 235 км/ч

Длина разбега: 160 м

Длина пробега: 165 м

Взлётная дистанция: 465 м

Посадочная дистанция: 500 м

Модификация – 2.

Тип двигателя: 10-360ES

Количество двигателей: 1

Мощность двигателя: 210 л.с.

Взлётная масса: 1310 кг

Максимальная ПН: 440 кг

Экипаж, чел: 1/3

Максимальная скорость полета: 340 км/ч

Дальность с запасом топлива: 1240 км

Полётное время: 2 ч

Крейсерская скорость: 225 км/ч

Длина разбега: 160 м

Длина пробега: 165 м

Взлётная дистанция: 465м

Посадочная дистанция: 500м

Самолёт имеет цельнометаллическую конструкцию, оснащён двигателями 10-360ESфирмы “Теледайн Континентал Моторс”, западным БРЭО, обладает эффективной конструкцией крыла и способностью легко выполнять фигуры высшего пилотажа.

Особенности:

· высокий уровень безопасности

· высокая надёжность и простота механических систем

· эксплуатация с бетонированных аэродромов без покрытия

· простота и доступность обучения для обслуживающего персонала

· прекрасная видимость из кабины экипажа

· простота техобслуживания и лёгкий доступ для ремонта

· большой срок службы

· низкая стоимость

1.2. ВЫБОР ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ САМОЛЁТА.

Исходные данные для проектирования:

Коммерческая нагрузка ;

Крейсерская скорость ;

Высота полета ;

Дальность полета ;

Коэффициент перегрузки ;

Взлетная дистанция .

1. Определяем удельную массу топлива из формулы:

,

где - расчётная дальность полёта,

М_крейс – крейсерское число Маха,

,

где – скорость звука на высоте 4500м,

– крейсерское аэродинамическое качество самолёта,

– средняя за полёт величина удельного расхода топлива двигателями,

,

получаем .

2. Определяем удельную нагрузку на крыло из условий посадки самолета:

,

где - берётся по статистики для эффективной механизации крыла при ,

.

3. Определяем удельную нагрузку на крыло из условия обеспечения заданной крейсерской скорости полёта:

,

где - коэффициент подъёмной силы при крейсерской скорости полёта,

- скоростной напор, соответствующий величине а.

4. Производим выбор величины удельной нагрузки на крыло:

5. Определяем тяговооруженность самолета из условия набора высоты при одном отказавшем двигателе:

,

где ; ; .

Определяем тяговооруженность самолета из условия обеспечения горизонтального полета:

6. ,

где – коэффициент, учитывающий степень дросселирования двигателя,

– коэффициент, учитывающий разность плотности воздуха на земле и на высоте 4500 м,

– коэффициент, учитывающий влияния тяги двигателей от скорости полета,

7. Определяем тяговооруженность самолета из условия обеспечения заданной длины разбега при взлёте:

,

.

8. Выбор тяговооруженности самолета:

9. Определяем взлетную массу самолета в первом приближении:

,

где - относительная масса конструкции,

- относительная масса силовой установки,

- относительная масса оборудования,

- относительная масса топлива,

= 600 кг

= 200 кг

Зная выбранные величины удельной нагрузки на крыло и тяговооруженности, получим основные параметры самолета: площадь крыла, взлетную тягу двигателей. После этого выбираем удлинение, стреловидность, сужения, длину горизонтального и вертикального оперения, площади горизонтального и вертикального оперения, длину фюзеляжа.

10. Уточнение относительной массы топлива и двигательной установки:

²+0,028*-0,028=0; =0,15

11. Определяем площадь крыла:

.

12. Определяем взлетную тягу двигателей:

.

1.3. ПРОЕКТИРОВАНИЕ КРЫЛА

Определяем концевую хорду крыла:

м

Выбираем сужение крыла:

Определяем корневую хорду крыла:

Определяем среднюю аэродинамическую хорду крыла:

1.4. ПРОЕКТИРОВАНИЕ ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ОПЕРЕНИЯ

Определяем площадь горизонтального оперения:

величина сред. а/д хорды крыла

м

коэффициент статического момента

м

м ²

Определяем размах оперения:

м

Определяем среднегеометрическую хорду оперения:

Выбираем сужение горизонтального оперения:

,

где - сужение горизонтального оперения.

Определяем корневую хорду оперения:

Определяем концевую хорду оперения:

,

1.5. ПЛОЩАДЬ РУЛЕЙ ВЫСОТЫ

Определяем площадь рулей высоты:

= 0,2…0,4 – относительная площадь руля высоты

м

1.6. ПРОЕКТИРОВАНИЕ ВЕРТИКАЛЬНОГО ОПЕРЕНИЯ

Определяем площадь вертикального оперения:

- коэффициент статического момента

плечо ВО

Определяем размах оперения:

м

Определяем среднегеометрическую хорду оперения:

Выбираем сужение вертикального оперения:

где - сужение вертикального оперения.

Определяем корневую хорду оперения:

Определяем концевую хорду оперения:

1.7. ПЛОЩАДЬ РУЛЕЙ НАПРАВЛЕНИЯ

м²

– относительная площадь руля высоты

Определяем корневую и концевую хорды:

м

м

1.8. ПРОЕКТИРОВАНИЕ ФЮЗЕЛЯЖА

длина фюзеляжа

удлинение фюзеляжа

l_н.ч– удлинение носовой части фюзеляжа

l_хв.ч – удлинение хвостовой части фюзеляжа

диаметр фюзеляжа

площадь наибольшего сечения

по статистике = 10

1. м

2. Определяем длину фюзеляжа:

м

3. Определим диаметр фюзеляжа

м

4. Определим длину носовой части фюзеляжа

м

5. Определим длину хвостовой части фюзеляжа

м

5. Определим длину средней части фюзеляжа

6. Определяем площадь миделевого сечения фюзеляжа:

.

Фюзеляж является силовой базой – опорой для основных частей самолета, т.к. к нему крепятся и в силовом отношении на нем замыкается крыло, оперение, шасси силовые установки расположенные в фюзеляже. Кроме того в нем размещается экипаж, топливо, пассажиры, вооружение, двигатели, оборудование и грузы.

Так как фюзеляж является строительной базой самолета то главными внешними нагрузками будут силы передающиеся на него от прикрепленных частей самолета (крылья, шасси, оперение, силовые установки). Эти силы определяются из расчета данного агрегата при соответствующих отношениях эксплуатационной перегрузки и коэффициента безопасности. Кроме того на фюзеляже действуют сосредоточенные массовые силы от масс грузов и агрегатов, расположенных внутри фюзеляжа, а так же распределенные массовые силы от массы собственной конструкции фюзеляжа. Для определения таких нагрузок необходимо знать ускорения либо перегрузки любой точки фюзеляжа. С этой целью производится динамическое уравновешивание всего самолета в целом.

На поверхности фюзеляжа возникают местные аэродинамические силы разряжения и давления. Аэродинамические нагрузки фюзеляжа при симметричном обтекании в основном являются самоуравновешенными в поперечном сечении и поэтому влияют только на местную прочность. Величины этих нагрузок определяется путем продувок или по рекомендации норм прочности. В отдельных местах воздушные нагрузки с учетом внутреннего давления могут достигнуть величины 10⁵ Па.

Фюзеляж должен обеспечивать восприятие всех нагрузок передающихся на него от других частей самолета, во всех расчетных случаях, задаваемых нормами прочности.

Для расчета фюзеляжа на прочность необходимо знать распределение перерезывающих сил Q^p_y, Q^p_z, изгибающих моментов М^p_z, М^p_y и крутящего момента по его длине.

Имея значение этих силовых факторов можно провести подбор толщины обшивки и размеры поперечного сечения продольных элементов.

2.1.Определение внешних нагрузок фюзеляжа от оперения

Рассмотрим нагрузки, передающиеся на фюзеляж со стороны горизонтального и вертикального оперения.

На горизонтальное оперение могут действовать следующие нагрузки: а) уравновешивающая нагрузка, б) маневренная нагрузка, в) нагрузка от полёта в неспокойном воздухе, но для расчета фюзеляжа нам нужно знать только уравновешивающую и маневренную нагрузку для случая А’.

Для вертикального оперения принимаются следующие случаи нагружений: а) маневренная нагрузка, б) нагрузка от полёта в неспокойном воздухе, в) демпфирующая нагрузка, г) случай остановки двигателя по одной стороне.

Определение уравновешивающей нагрузки.

Уравновешивающая нагрузка определяется для расчетного случая A’ по формуле

где =-0,15 –коэффициент аэродинамического момента самолета без ГО

b_a =1,24 м – среднеаэродинамическая хорда крыла

L_го=3 м – расстояние от центра масс до центра давления аэродинамических сил ГО

Определение маневренной нагрузки. Маневренная нагрузка ГО по нормам прочности рассматривается в двух случаях и может быть выражен через условную удельную нагрузку на крыло.

В первом из них для случаев A’, В и С маневренная нагрузка суммируется с уравновешивающей нагрузкой:

где k₁= 0,265 – коэффициент заданный Нормами прочности,

S– площадь крыла,

S_го – площадь горизонтального оперения.

2.2. Распределение массовых сил вдоль фюзеляжа

Относительную массу конструкции самолета =0,32. Она также может быть представлена в виде:

, где

– относительная масса крыла,

– относительная масса фюзеляжа,

– относительная масса оперения,

– относительная масса шасси.

Относительную массу крыла принимаем по статистике для легких пассажирских самолетов [1, с.131]: =0,11.

Относительную массу фюзеляжа определяем по формуле Шейнина для дозвуковых магистральных самолетов [1, с.136]:

Коэффициент положения двигателей k₁ принимаем по формуле:

k₁=3,63-0,333 ^.d_ф=3,63-0,333 ^.0,96=3,31

Показатель степени i, учитывающий размеры фюзеляжа, принимаем равным 0,743 (когда d_ф≤4м).

Коэффициент положения стойки главного шасси k₂=0,01, коэффициент места уборки колес главного шасси k₃=0,004, коэффициент транспортировки багажа k₄=0. Тогда относительная масса фюзеляжа:

=2,95^.6,7^.0,96^{2 .}2857^-0,743+0,01+0,004+0=0,06

Относительную массу оперения рассчитываем по формуле [1, с.141]:

Коэффициент скорости полета k_v определяем:

k_v=0,643+1,02 ^.10^-3.V_крейс=0,643+1,02^.10^{-3 .}280=0,93

Коэффициент маневренности k_м=1. Тогда относительная масса оперения:

Определяем абсолютные значения масс элементов конструкции самолета:

=0,11^.2857=314 кг; G_кр=3140 Н,

=0,06^.2857=171 кг; G_ф=1710 Н,

=0,012^. 2857=34 кг; G_оп=340 Н,

=0,01^.2857=29 кг; G_ш=290 Н.

Для построения эпюры массовых сил фюзеляжа рассматриваем фюзеляж как балку, опирающуюся на лонжероны крыла и нагруженную массовыми распределенными силами от конструкции фюзеляжа (q_ф) и распределенными массовыми силами от грузов, экипажа, пассажиров, расположенных в фюзеляже (q_гр). Тогда суммарная распределенная нагрузка, действующая на фюзеляж, запишется в виде:

, где ,

Площадь боковой проекции фюзеляжа и груза, а также высоты фюзеляжа H_i определяем, разбив фюзеляж на отдельные части.

Площадь боковой проекции фюзеляжа и груза, а также высоты фюзеляжа H_i определяем, разбив фюзеляж на отдельные части.

Табл. 3.1.1. Построение эпюр массовых сил

21,62 м²

Определяем площадь боковой проекции, занимаемой оборудованием кабины экипажа:

м²

Определяем площадь боковой проекции, занимаемой туалетом:

м²

Определяем площадь боковой проекции, занимаемой салоном самолета:

м²

Определяем площадь боковой проекции, занимаемой багажом:

м²

Определяем вес оборудования и управления:

G_об.упр. =m_об.упр.*g=300*10=6500 Н

Определяем вес багажа из условия m’_баг = 20 кг/чел:

G_баг = m_баг*g=40*10=400 Н

Определяем вес оборудования и управления в кабине экипажа:

G_об.эк. =m_об.эк.*g=128*10=1280 Н

Определяем вес оборудования туалета:

Определяем вес салона:

G_сал = (m_сиден.+m_ком.)*g=(10+600)*10=6100 Н

Тогда распределенные массовые силы по отсекам фюзеляжа:

Распределение массовых сил вдоль фюзеляжа

Для построения эпюр перерезывающих сил необходимо определить положения центров масс самолета по оси Х [1, с.204]:

Для этого принимаем:

центр масс оборудования и управления кабины экипажа:

X_{об.упр.эк.} = 1,2 м

центр масс туалета:

X_туал. = 2,78 м

центр масс салона самолета:

X_сал. = 5,7 м

центр масс багажного отсека:

X_баг. = 9 м

центр масс передней опоры шасси:

X_п.ш. = 1,05 м

центр масс задних опор шасси:

X_з.ш. = 5,7 м

центр масс ГО:

X_ГО = 13,5 м

центр масс ВО:

X_ВО = 13,13 м

центр масс хвостового отсека фюзеляжа:

X_хв. = 11,66 м

Масса кабины экипажа с учетом экипажа (2 человека):

m_каб.эк. = m_об.эк + 2*100 = 128 + 200 = 328 кг.

Масса салона самолета с учетом интерьера, сидений, пассажиров:

m_сал = m_сиден. + m_ком. = 180 + 1200 = 1380 кг.

Массы передней и задних опор шасси принимаем:

m_пер.ш. = 69 кг,

m_задн.ш. = 138 кг.

Тогда положение центра масс самолета определяется по формуле:

Определяем центровку самолета по формуле [1, с.204]:

Определяем – среднюю аэродинамическую хорду крыла:

Определяем координату по оси ОХ:

Тогда центровка самолета:

Для построения перерезывающих сил необходимо знать точки приложения сил У_кр и У_ГО. В расчете принимаем, что У_кр и У_ГО приложены на расстоянии 0,25*.

Определяем :

Определяем координату приложения У_ГО по оси ОХ:

Определяем У_кр и У_ГО:

Н.

Н.

Определяем нагрузки от шасси:

Р_пш=m_пш*g*n^э*f=69*10*3,8*1,5=3933 Н,

Р_зш=m_зш*g*n^э*f=138*10*3,8*1,5=7866 Н.

При построении эпюры перерезывающих сил рассматриваем фюзеляж как балку, опирающуюся на лонжероны крыла и нагруженную сосредоточенными и массовыми силами, нагрузками со стороны ГО и реакциями крыла.

= 10968 Н/м
Рис.3.2.1. Нагружение фюзеляжа

Находим R₁ и R₂ крыла:

SМ₁ = Р_пш*2,626 – R₂*2,366 – Р_зш*1,924 +У_го*9,134 – q_{S ср}*13,56 =0

Н,

SМ₂ = -Р_пш*4,922 + R₁*2,366 – Р_зш*0,442 +У_го*6,768 – q_{S ср}*13,56 =0

R₁ = 414901 Н.

Разбиваем фюзеляж на участки, по границам которых действуют сосредоточенные силы Р_пш, Р_зш, R₁, R₂, У_го.

Составляем уравнение перерезывающих сил для фюзеляжа как для балки:

Q^р_в=Q_S |₁ – Р_пш |₂ – R₁ |₃ + Р_зш |₄ – R₂ |₅ + У_го |₆.

Q^р_в|₁ = -25767 Н, Q^р_в|₄ = -35000 Н,

Q^р_в|₂ = -30000 Н, Q^р_в|₅ = 260000 Н,

Q^р_в|₃ = 60000 Н, Q^р_в|₆ = 95000 Н.

Табл.3.2.2. Построение эпюр перерезывающих сил и изгибающих моментов

Составляем уравнение изгибающих моментов для фюзеляжа как для балки:

M_z = Q_S*z|₁ – Р_пш*(z-1,05)|₂ – R₁*(z-3,676)|₃ + Р_зш*(z-5,6)|₄ – R₂*(z-6,042)|₅ + У_го*(z-12,81)|₆

M_в|₁ = -11500 Н, M_в|₄ = -933819 Н,

M_в|₂ = -30000 Н, M_в|₅ = -840000 Н,

M_в|₃ = -390000 Н, M_в|₆ = -40000 Н.

Подбор сечений элементов силовой схемы фюзеляжа

Для определения потребной толщины обшивки фюзеляжа определяем потоки касательных усилий в сводах фюзеляжа [6, с.39]:

Н/м

Толщина обшивки:

м.

Принимаем =0,3*s_в.об = 0,3*4*10⁸ = 1,2*10⁸.

Принимаем толщину обшивки 0,5*10^{-3 м.}

Подбираем потребную площадь стрингеров в растянутой зоне:

F_раст = Sf_стр + 0,9*d*l

,

где m – число стрингеров в растянутой зоне (m = 12),

N_св – осевые силы в сводах фюзеляжа,

l – длина дуги обшивки, участвующей в растяжении (l = 2,08 м).

Осевые силы в сводах фюзеляжа определяем по формуле [6, с.39]:

Н.

Принимаем = 0,9*s_в = 0,9*4*10⁸ = 3,6*10⁸ Н/м².

Тогда:

м².

Принимаем f_стр = 4*10^{-5 м2}.

Определяем потребную площадь сечения сжатой зоны.

Рис.3.3.1. Сечение стрингера

Табл.3.3.1. Определение собственных моментов инерции

м.

.

м⁴.

, =1,69*10^-9м⁴, =3,3*10^-9м⁴,

=7,68*10^-10м⁴, =3,24*10^-10м⁴.

=6,08*10^-9м⁴.

I_min = =1,1*10^-9м⁴.

м.

=2,8*10⁸ Н/м².

Определяем напряжения местной потери устойчивости элементов 2 – 4:

(Е=0,7*10¹¹ Н/м²)

= 107,1*10⁷ Н/м², = 283*10⁷ Н/м², = 503*10⁷ Н/м².

Напряжения в обшивке:

Н/м².

s_кр.стр = s_min = 2,8*10⁸ Н/м².