- •Задание на курсовую работу Замечания руководителя
- •Введение
- •1 Компоновка самолёта
- •2 Дальность полёта
- •3 Центровка самолёта
- •3.1 Расчёт центровки в снаряжённом состоянии
- •3.2 Расчёт центровки пустого самолёта
- •4. Нагрузки, действующие на фюзеляж
- •4.1 Нагрузки действующие на фюзеляж по отсекам:
- •4.2 Определение реакций, действующих на фюзеляж от крыла
- •4.3 Определение реакций, действующих на фюзеляж от горизонтального оперения.
- •4.4 Определение распределенных массовых сил от веса конструкции фюзеляжа qФ
- •4.5 Расчет крутящего момента (mкр)
- •4.6 Построение эпюр qу и mz.
- •5 Предварительное проектирование силового набора фюзеляжа
- •6 Проектировочный расчет трёх сечений фюзеляжа
- •6.1 Определение толщины обшивки фюзеляжа
- •6.2 Определение площади сечения растянутого пояса лонжерона f1
- •6.3 Определение площади сечения сжатого пояса лонжеронаF2
- •7 Определение напряжений в наиболее нагруженном сечении фюзеляжа
- •7.1 Определение собственных моментов инерции сечений некоторых элементов фюзеляжа
- •7.2 Определение центра тяжести сечения фюзеляжа () в системе координат .
- •7.3 Определение момента инерции сечения фюзеляжа () относительно оси , проходящей через центр тяжести сечения фюзеляжа
- •7.4 Определение максимальных напряжений сечений фюзеляжа
- •8 Расчет типового (не силового) шпангоута
- •Заключение
- •Литература
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 0Yнаправлена 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
Наименование агрегата самолёта |
Вес агрегата, кг |
Координата Х, мм |
Оборудование в носовой части фюзеляжа |
150 |
1000 |
Экипаж |
300 |
2250 |
Кресла экипажа |
45 |
2250 |
Носовая стойка шасси |
150 |
2325 |
Пассажиры |
2160 |
9000 |
Бортпроводник |
70 |
4950 |
Топливный бак |
3026 |
7050 |
Кухня |
570 |
4275 |
Фюзеляж |
4080 |
10125 |
Крыло |
4080 |
6975 |
Основная стойка шасси |
250 |
8775 |
Багажное отделение |
480 |
15225 |
Силовые установки |
8160 |
4875 |
Вертикальное оперение |
204 |
16650 |
Горизонтальное оперение |
340 |
17450 |