МИНЕСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ РФ
ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ БЮДЖЕТНОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ
ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ
«ВОРОНЕЖСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ»
(ФГБОУВПО «ВГТУ»)
Авиационный факультет
Кафедра самолетостроения
КУРСОВОЙ ПРОЕКТ
по дисциплине «Проектирование самолетов»
Тема: «Проектирование пассажирского самолёта с максимальной взлётной массой 34 тонны»
Разработал(а) студент И.Л. Даншин
Подпись, дата Инициалы, фамилия
Руководитель С.К. Кириакиди
Подпись, дата Инициалы, фамилия
Нормоконтролер А.М. Чашников
Подпись, дата Инициалы, фамилия
Защищена ___________________ Оценка____________________
дата
Воронеж 2012
Задание на курсовую работу Замечания руководителя
Содержание
Задание на курсовую работу 2
Замечания руководителя 3
Введение 5
1 Компоновка самолёта 7
2 Дальность полёта 10
3 Центровка самолёта 13
3.1 Расчёт центровки в снаряжённом состоянии 17
3.2 Расчёт центровки пустого самолёта 19
4. Нагрузки, действующие на фюзеляж 22
4.1 Нагрузки действующие на фюзеляж по отсекам: 22
4.2 Определение реакций, действующих на фюзеляж от крыла 24
4.3 Определение реакций, действующих на фюзеляж от горизонтального оперения. 26
4.4 Определение распределенных массовых сил от веса конструкции фюзеляжа qФ 28
4.5 Расчет крутящего момента (MКР) 30
4.6 Построение эпюр QУ и MZ. 33
5 Предварительное проектирование силового набора фюзеляжа 42
6 Проектировочный расчет трёх сечений фюзеляжа 43
6.1 Определение толщины обшивки фюзеляжа 43
6.2 Определение площади сечения растянутого пояса лонжерона F1 45
6.3 Определение площади сечения сжатого пояса лонжерона F2 46
7 Определение напряжений в наиболее нагруженном сечении фюзеляжа 47
7.1 Определение собственных моментов инерции сечений некоторых элементов фюзеляжа 47
7.2 Определение центра тяжести сечения фюзеляжа () в системе координат . 51
7.3 Определение момента инерции сечения фюзеляжа () относительно оси , проходящей через центр тяжести сечения фюзеляжа 53
7.4 Определение максимальных напряжений сечений фюзеляжа 54
8 Расчет типового (не силового) шпангоута 55
Заключение 58
Литература 59
Приложение А 60
Приложение Б 61
Приложение В 62
Введение
Целью данного курсового проекта является проектирование самолета по данным и прототипу, приведенным в задании. В ходе выполнения работы определяется компоновка, рассчитывается центровка самолета, запас топлива, дальность полета. Большое внимание уделено расчету фюзеляжа на нагрузки, действующие в полете, итогом которого является определение его конструктивно-силовой схемы. Результатом должен явиться чертёж трёх проекций самолёта, с необходимыми размерами.
Под проектированием самолета обычно понимают процесс разработки технических материалов (документации), определяющих его летно-технические характеристики, схему и конструкцию.
Процесс проектирования включает в себя разработку эскизного и рабочего проектов.
Эскизное проектирование заключается в разработке основных характеристик самолета, его аэродинамических и конструктивных схем.
Рабочее проектирование – это завершающий процесс разработки технической документации. Рабочий проект дает все необходимые материалы о летно-технических данных будущего самолета.
Проектирование включает в себя: аэродинамическое, конструктивно-силовое, объемно-весовое, технологическое и другие виды проектирования.
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 NACA2312.
В крыле топливные баки располагаются следующим образом – от передней кромки крыла откладываются два размера 0,15bи 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:
.