Проектирование пассажирского самолёта

Проектирование пассажирского самолёта

1. Компоновка самолёта

По данной схеме выбирается прототип самолёта, для которого проводим разбивку общего объёма 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 самолёта был выбран самолёт Ан-72, так как он наиболее соответствует заданию курсовой работы. У этого самолёта наиболее близкие лётно-технические характеристики из всех рассмотренных вариантов.

Проведём компоновку пассажирского салона разрабатываемого самолёта. Потребная длина салона определяется по формуле (1.1):

(1.1)

где — минимальное расстояние от плоскости передней перегородки кабины до верха спинки сидений первого ряда при их нормальном положении (угол наклона 15 — 18°), ;

— число рядов кресел, ;

— расстояние или шаг между рядами сидений, ;

— минимальное расстояние от плоскости задней перегородки до спинки сидения заднего ряда, .

Тогда получим: .

Салон имеет посадочную форму 2+2, следовательно, 24 пассажиров.

Данный самолёт имеет салоны 3-го класса. Для таких салонов количество бортпроводников определяется из расчёта один бортпроводник на 25 — 30 пассажиров, следовательно, нужен 1 бортпроводник. Сиденье бортпроводника откидное с привязным ремнём.

Для самолёта однотипной компоновки пассажирской кабины и с числом пассажиров 30 делается одна кухня.

Площадь кухни определяется по формуле (1.2):

; (1.2)

где — число пассажиров, .

Получаем: .

Количество туалетных помещений зависит от числа пассажиров и продолжительности полёта. При продолжительности полёта более 4-х часов — один туалет на 30 пассажиров при их числе менее 120. Для данного самолёта необходимо одно туалетное помещение.

Площадь пола помещения для гардероба определяется по формуле (1.3):

; (1.3)

где — число пассажиров,

Тогда получим: .

Багажный отсек находится в хвостовой части фюзеляжа. Объём выбирается так, чтобы в нём можно было перевозить багаж из расчёта 20 кг на каждого пассажира при удельном весе багажа 120 кг/м³. Необходимый объём багажных помещений определяется по формуле (1.4):

; (1.4)

где — число пассажиров,

Получаем: .

Экипаж самолёта состоит из двух пилотов, одного бортинженера и одного бортпроводника.

В объёмах крыла размещаем максимально возможное количество топлива на 70 — 75% консольной части крыла, начиная от второй нервюры. Общий объём топливных баков будет равен:

(1.5)

где: — объёмы соответствующих топливных баков, расположенных в крыле.

— объём топливного бака, расположенного в фюзеляже.

Выбираем профиль крыла NACA 2312.

В крыле топливные баки располагаются следующим образом — от передней кромки крыла откладываются два размера 0,15b и 0,75b (b — хорда крыла в указанном сечении). Эти размеры предполагают, что на указанном расстоянии от передней кромки крыла проходят лонжероны, которые в свою очередь ограничивают топливные баки спереди и сзади. С краёв баки ограничиваются нервюрами.

Определим объём каждого топливного бака по формуле (1.6):

; (1.6)

где — высота призмы (Приложение А), ;

— площадь трапеции в сечении нервюры № 2, ;

— площадь трапеции в сечении нервюры № 11, ;

Получим: .

Объём топливного бака определяется по формуле (1.7), аналогичной формуле (1.6):

(1.7)

где — высота призмы (Приложение А), ;

— площадь трапеции в сечении нервюры, ;

— площадь трапеции в сечении нервюры, ;

Отсюда получаем: .

Объём топливного бака определяется по формуле (1.8):

(1.8)

где a — ширина топливного бака, расположенного в фюзеляже, м;

b — длина топливного бака, м;

h — толщина топливного бака, м.

Тогда получим:

Таким образом: .

Плотность авиационного керосина составляет 850 кг/м³. Зная общий объём топливных баков и плотность топлива, мы можем найти необходимую массу топлива по формуле (1.9):

(1.9)

где — плотность авиационного керосина, ;

— общий объём топливных баков самолёта, .

Отсюда находим массу топлива: .

2. Дальность полёта

После размещения топливных баков в крыле и фюзеляже самолёта необходимо определить дальность полёта самолёта. Она должна быть примерно одинаковой по сравнению с прототипом.

Дальность полёта (км) определяется по формуле (2.1):

; (2.1)

где — аэродинамическое качество на крейсерском режиме полёта;

— суммарный расход топлива всех двигателей самолёта, ;

— крейсерская скорость полёта на высоте Н, км/ч;

— относительная масса топлива без аэронавигационного запаса, определяется по формуле (2.2):

; (2.2)

Аэродинамическое качество рассчитывается для высоты Н по формуле (2.3):

; (2.3)

где — коэффициент подъёмной силы самолёта для высоты Н;

— коэффициент лобового сопротивления, .

Здесь коэффициент находится по формуле (2.4):

; (2.4)

где — плотность воздуха на высоте Н=7000 м, ;

— площадь крыла, ;

— подъёмная сила самолёта, определяется по формуле:

.

Отсюда находим коэффициент, выразив его из формулы (2.4), получим:

.

Теперь определим величину коэффициента по формуле (2.3):

.

Определим относительную массу топлива без аэронавигационного запаса по формуле (2.2):

.

Определив все необходимые величины, вычислим дальность полёта по формуле (2.1):

.

3. Центровка самолёта

По статистике, с учётом известного взлётного веса самолёта, определяем веса основных его агрегатов: крыла, фюзеляжа, вертикального и горизонтального оперения, шасси, двигателей, экипажа, пассажиров, гардеробов, кресел пассажиров и экипажа.

Вес оборудования в носовой части фюзеляжа примем равным 150 кг.

Вес экипажа определяется по формуле (3.1):

; (3.1)

где — количество членов экипажа, ;

.

Вес бортпроводника:

Вес кресел экипажа определяется по формуле (3.2):

; (3.2)

где — количество кресел экипажа, ;

.

Вес носовой стойки шасси определяется по формуле (3.3):

; (3.3)

где — взлётный вес самолёта, .

.

Вес пассажиров определяется по формуле (3.4):

(3.4)

.

Вес кресел пассажиров в салоне определяется по формуле (3.5):

(3.5)

где — количество кресел пассажиров, ;

.

Вес кухни определяется по формуле (3.6):

(3.6)

где — масса кухни с оборудованием на одного пассажира, ;

— масса съёмного оборудования на одного пассажира, .

— масса продуктов питания на одного пассажира, .

Отсюда находим:

Вес фюзеляжа определяется по формуле (3.7):

; (3.7)

.

Вес топливных баков:

Вес крыла самолёта определяется по формуле (3.8):

; (3.8)

.

Вес основной стойки шасси:

.

Вес багажа определяется по формуле (3.9):

(3.9)

где — максимальная масса багажа одного пассажира, ;

— максимальное количество пассажиров, .

Отсюда находим:

.

Вес 2-х силовых установок определяется по формуле (3.10):

; (3.10)

.

Вес вертикального оперения определяется по формуле (3.11):

; (3.11)

.

Вес горизонтального оперения определяется по формуле (3.12):

; (3.12)

.

После определения весов всех агрегатов нужно найти координату центра тяжести каждого из них на чертеже (Приложение Б). Для этого введём систему координат, у которой ось 0Х направлена от носа самолёта к его хвосту и лежит на земле, а ось 0Y направлена вертикально вверх.

То есть при такой системе координат самая передняя точка самолёта, находящаяся на носовом обтекателе, будет иметь координаты (0; Y). Введя систему координат, измерим координаты центров тяжести каждого агрегата, для которого была определена масса. Результаты нахождения весов агрегатов и координат центров тяжести каждого из них для наглядности занесём в таблицу 1.

Таблица 1. Веса основных агрегатов самолёта и их координаты

3.1 Расчёт центровки в снаряжённом состоянии

Определим центровку для снаряжённого состояния самолёта, когда в расчёте используются все приведённые в таблице 1 величины.

Координата центра тяжести всего самолёта определяется по формуле (3.1.1):

(3.1.1)

где — весго агрегата, кг;

— координата центра тяжестиго агрегата, мм.

Отсюда получим:

Зная координату центра тяжести всего самолёта можно определить центровку для снаряжённого состояния по формуле (3.1.2):

; (3.1.2)

где — координата центра тяжести всего самолёта в зависимости от расчётного случая в системе координат XOY, ;

— координата передней кромки (точки) средней аэродинамической хорды крыла в системе координат XOY, ;

— средняя аэродинамическая хорда крыла, .

Отсюда находим:

Данное значение входит в диапазон центровок .

3.2 Расчёт центровки пустого самолёта

В данном случае при расчёте центровки не учитываются веса следующих агрегатов:

;

;

;

;

.

То есть для данного расчётного случая таблица 1 примет вид:

Таблица 2. Данные для расчёта центровки пустого самолёта

Определим центровку пустого самолёта в соответствии с таблицей 2.

Координата центра тяжести всего самолёта определяется по формуле (3.1.1):

где — весго агрегата, кг;

— координата центра тяжестиго агрегата, мм.

Отсюда находим:

Зная координату центра тяжести всего самолёта можно определить центровку для пустого самолёта по формуле (3.1.2):

;

где — координата центра тяжести всего самолёта в зависимости от расчётного случая в системе координат XOY, ;

— координата передней кромки (точки) средней аэродинамической хорды крыла в системе координат XOY, ;

— средняя аэродинамическая хорда крыла, .

Отсюда находим:

Данное значение входит в диапазон центровок .

4. Нагрузки, действующие на фюзеляж

На фюзеляж на расчетном режиме полета действуют следующие нагрузки:

1. массовые распределенные силы от веса самой конструкции фюзеляжа;

2. сила веса агрегатов, оборудования, расположенных в фюзеляже;

3. сила веса экипажа со служебной нагрузкой, пассажиров с креслами и багажом, багажные и грузовые отсеки, включая соответствующие багаж и груз;

4. силы реакции крыла на фюзеляж, приложенные в узлах крепления крыла (по лонжеронам);

5. силы реакции горизонтального и вертикального оперений на фюзеляж (по соответствующим узлам крепления);

6. сила веса передней стойки шасси, установленной на фюзеляже.

Веса оборудования, пассажиров и агрегатов считаем по статистике.

Для расчета нагрузок фюзеляж разбиваем на 5 отсеков, подсчитываем суммарное значение весов всех составляющих каждого отсека и прикладываем суммарную силу в центре тяжести соответствующего отсека. Далее схематизируем фюзеляж к балке на двух опорах — узлах крепления лонжеронов крыла к фюзеляжу.

4.1 Нагрузки действующие на фюзеляж по отсекам

Первый отсек дает суммарную вертикальную силу P₁ находится по формуле (4.1.1):

; (4.1.1)

где кг — вес экипажа;

кг — вес оборудования носовой части фюзеляжа;

кг — вес носовой стойки шасси;

— расчетная перегрузка находится по формуле (4.1.2).

; (4.1.2)

где f = 2-коэффициент безопасности;

n_э = 2,5 — эксплуатационная перегрузка.

n_р = 2 • 2,5 = 5.

Получаем H.

Второй отсек дает суммарную вертикальную силу P₂ находится по формуле (4.1.3):

; (4.1.3)

где кг — вес пассажиров во втором отсеке;

кг — вес основной стойки шасси;

кг — вес кресел пассажиров во втором отсеке;

кг — вес снаряжения оборудования во втором отсеке.

Тогда Н.

Третий отсек дает суммарную вертикальную силу P₃ находится по формуле (4.1.4):

; (4.1.4)

где кг — вес пассажиров в третьем отсеке;

кг — вес кресел пассажиров в третьем отсеке;

кг — вес снаряжения оборудования в третьем отсеке.

Получаем Н.

Четвертый отсек дает суммарную вертикальную силу P₄ находится по формуле (4.1.5):

(4.1.5)

где кг — вес багажа;

кг — вес снаряжения оборудования в четвертом отсеке.

Тогда Н.

Пятый отсек дает суммарную вертикальную силу P₅ находится по формуле (4.1.6):

(4.1.6)

где кг — вес оборудования хвостовой части фюзеляжа;

кг — вес снаряжения оборудования в пятом отсеке.

Тогда получаем Н.

Нагрузки действующие на фюзеляж показаны в соответствии с рисунком 4.1.1.

Рисунок 4.1.1 — Нагрузки, действующие на фюзеляж

4.2 Определение реакций, действующих на фюзеляж от крыла

Подъёмна сила крыла находится по формуле (4.2.1).

; (4.2.1)

Тогда получаем H.

Суммарный вес крыла определяем по формуле (4.2.2):

; (4.2.2)

где — (0,08 — 0,12) — вес конструкции крыла;

— суммарный вес топлива в крыле;

— суммарный вес стоек шасси (закрепленных на крыле) с колесами;

— (0,04 — 0,05) — суммарный вес снаряжения крыла, включая вес систем, оборудования крыла.

Получаем

Нагрузка от суммарного веса крыла определяется по формуле:

; (4.2.3)

Тогда получаем

Суммарная вертикальная сила действующей на крыло находится по формуле (4.2.4).

; (4.2.4)

Получим Н.

Определение реакций, действующих на фюзеляж от крыла (при помощи двух уравнений равновесия):

;

;

Размеры и взяты с чертежа показанных в соответствии с рисунком 3.

4.3 Определение реакций, действующих на фюзеляж от горизонтального оперения

Определение подъёмной силы горизонтального оперения находится по формуле (4.3.1).

; (4.3.1)

где C_YГО=1,0−1,5;

— площадь ГО.

Тогда получаем

Нагрузка от суммарного веса горизонтального оперения определяется по формуле (4.3.2):

; (4.3.2)

где — (0,08 — 0,12) — вес вертикального оперения;

Тогда получаем

самолет фюзеляж крыло пассажирский

1 Кириаиди С. К., Сатин В. А., Спирин В. Р. Методические указания к выполнению курсового проекта по дисциплине «Проектирование самолетов». — Воронеж: ВГТУ, 2009. — 32 с.

2 Егер С. М. Проектирование самолетов. — М.: Машиностроение, 2007. — 616 с.

3 Астахов М. Ф., Караваев А. В., Макаров С. Я., Суздальцев Я. Я. Справочная книга по расчету самолета на прочность. — М.: Оборонпром, 2008. — 710 с.