Страницу Назад
Поискать другие аналоги этой работы
Проектирование лонжерона крыла, элементов системы управления рулем направления, системы силовой установки пассажирского самолета (прототип Ан-74 ТК300)ID: 248406Дата закачки: 06 Декабря 2024 Продавец: Abibok (Напишите, если есть вопросы) Посмотреть другие работы этого продавца Тип работы: Диплом и связанное с ним Форматы файлов: КОМПАС, Microsoft Word Сдано в учебном заведении: ХАИ Описание: Выпускная работа бакалавра содержит: страниц – 148 рисунков – 59 таблиц – 19 приложений – 9 Объект исследования: лонжерон крыла, элементы системы управления рулем направления, системы силовой установки пассажирского самолета с ТРДД. Цель работы: разработка учебного аванпроекта пассажирского самолета, в который входит определение параметров пассажирского самолета с ТРДД в нулевом приближении, разработка его конструктивно-силовой схемы, расчет аэродинамических и летных характеристик, определение воздушных и массовых нагрузок, действующих на крыло, разработка конструкции лонжерона крыла минимальной массы, системы управления рулем направления, проектирование систем силовой установки, разработка технологии изготовления детали самолета листовой штамповкой, расчет характеристик экономической эффективности проектируемого самолета, разработка системы бытового и аварийно-спасательного оборудования. Методы исследования статистический и расчётный, с применением программного обеспечения, разработанного на кафедрах 101, 102, 103, 104. Результаты выпускной работы бакалавра и ее новизна: в результате выполнения работы полученные следующие результаты: 1) получены параметры пассажирского самолета с ТРДД в нулевом приближении; 2) выбраны, обоснованы и разработаны КСС агрегатов самолета; 3) рассчитаны аэродинамические и летные характеристики самолета и построены поляры при различных конфигурациях; 4) определены воздушные и массовые нагрузки, действующие на крыло 5) рассчитан и сконструирован отсеки переднего лонжерона минимальной массы; 6) разработана технология изготовления детали самолета листовой штамповкой; 7) рассчитаны характеристики экономической эффективности; 8) разработаны системы бытового и аварийно-спасательного оборудования. Рекомендации по использованию результатов работы: результаты выпускной работы бакалавра будут использованы при дальнейшей разработке самолета, его систем и агрегатов, при обучении на 5 курсе и выполнении дипломного проекта. ЛОНЖЕРОН, ТЯГА, КАЧАЛКА, КРОНШТЕЙН, ЗАКЛЕПКА, ОПЕРЕНИЕ, ФЮЗЕЛЯЖ, НЕРВЮРА, СТРИНГЕР, ЭПЮРА. ПОЛЯРА, ПЕДАЛИ. Условия получения работы: по письменному разрешению заведующего кафедрой проектирования самолетов и вертолетов в методическом кабинете кафедры 103 Национального аэрокосмического университета им. Н.Е. Жуковского “ХАИ”. СОДЕРЖАНИЕ Конструкторский раздел 1. Статистическое проектирование облика самолета Введение, постановка задачи проектирования 1.1 Сбор и обработка статистических данных, их анализ 1.2 Разработка тактико-технических требований к самолету 1.3 Выбор и обоснование схемы самолета 1.4 Определение взлетной массы самолета в нулевом приближении 1.5 Расчет массы конструкции основных агрегатов самолета, массы силовой установки, топлива, оборудования и управления 1.6 Выбор двигателя и его характеристик 1.7 Определение геометрических размеров основных агрегатов самолета 1.7.1 Определение геометрических параметров крыла 1.7.2 Определение геометрических параметров фюзеляжа 1.7.3 Определение геометрических параметров ГО и ВО 1.7.4 Определение геометрических параметров шасси 1.7.5 Разработка общего вида самолета 1.8 Выбор, обоснование, разработка и увязка конструктивно-силовых схем (КСС) агрегатов самолета 1.9 Выводы 2. Расчет аэродинамических и летных характеристик самолета 2.1 Расчет поляр и аэродинамического качества во взлетной, посадочной и крейсерской конфигурациях самолета 2.2 Расчет летных характеристик самолета методом тяг 2.3 Выводы 3. Определение геометрических характеристик элементов регулярной зоны крыла из условий обеспечения статической прочности 3.1 Расчет воздушных и массовых нагрузок, действующих на крыло, построение эпюр поперечных сил, изгибающих и крутящих моментов Введение 3.1.1 Весовая сводка 3.1.2 Модификация крыла 3.1.3 Поворот крыла с целью использования балочной модели 3.1.4 Геометрические данные крыла 3.1.5 Распределение топлива в крыле 3.1.6 Определение нагрузок на крыло 3.1.7 Построение эпюр поперечных сил, изгибающих и приведенных моментов 3.1.8 Проверка в корневом сечении 3.1.9 Определение внутренних силовых факторов и положения поперечной силы в расчётном сечении 3.2 Выводы 5.4 Разработка технологического процесса изготовления заданной детали 5.5 Разработка технологической схемы штампа, расчет потребных усилий 5.6 Расчет исполнительных размеров рабочих деталей штампа, определение центра давления штампа, конструирование штампа 5.7 Расчет деталей штампа на прочность и жесткость, обоснование выбора пресса для спроектированного штампа, его техническая характеристика 5.8 Описание места рабочего и техники безопасности при штамповке детали 5.9 Выводы Экономический раздел 6. Расчет характеристик экономической эффективности 6.1 Определение цены изделия по затратам на изготовление и обоснование безубыточности производства 6.2 Выводы Раздел безопасности жизнедеятельности 7.1 Разработка системы бытового и аварийно-спасательного оборудования 7.2 Выводы Специальная часть работы 8. Разработка варианта компоновки салона регионального пассажирского самолета Перечень ссылок Приложение А Приложение Б Приложение В Приложение Г Приложение Д Приложение Е Приложение Ж Приложение И Приложение К 1.2 Разработка тактико-технических требований к самолету После сбора статистических данных переходим к разработке ТТТ. Этот этап будет проводиться на основе анализа статистических материалов, дополнив заданные ТТТ проектируемого самолета. Так как задан пассажирский самолет для 52 пассажиров с дальностью полета L=5500 км, длиной разбега Lразб=1000 м, то назначаем высоту крейсерского полета Нкрейс=10.1 км, крейсерскую скорость Vкрейс=700 км/ч. Подберем количество членов экипажа: на салон ІІ и ІІІ класса необходимо 1 бортпроводник на 25–30, т.е. всего нужно 4 члена экипажа. Полученные ТТТ заносим в таблицу 1.2. Таблица 1.2 – Тактико–технические требования Vmax км/ч LН=10.1 км nпас чел Lр м Нmax м Vкрейс км/ч Нкрейс м nэк чел 800 5500 52 1000 11000 700 10.100 4 1.3 Выбор и обоснование схемы самолета После внимательного изучения всех самолетов, выбранных для сбора статистических данных, я выбрал для проектируемого самолета нормальную аэродинамическую схему, т.к. она дает следующие преимущества: - плавное обтекание крыла; - ГО не затеняет крыло; - носовая часть короткая, что приводит к лучшей путевой устойчивости. В настоящее время все магистральные и региональные самолеты имеют нормальную аэродинамическую схему. По расположению крыла была выбрана схема высокоплан – самолет, у которого крыло крепится к верхней части фюзеляжа. Интерференция между крылом и фюзеляжем получается минимальной, кроме того: - обеспечивается очень хороший обзор нижней полусферы летчикам и пассажирам; - конструктивно упрощаются внутри фюзеляжа пассажирские салоны и грузовые отсеки. Поскольку возможна эксплуатация самолета на неподготовленных ВПП, при размещении двигателей на пилонах под крылом (обоснование этого выбора см. ниже), высокое расположение крыла защищает двигатели от засасывания в воздухозаборники камней и мусора с поверхности ВПП. Кроме того, высокоплан обладает и другими преимуществами, важнейшими из которых являются: уменьшение сопротивления интерференции, более рациональное использование внутренних объемов фюзеляжа. Довольно существенным недостатком высокого расположения крыла является невозможность уборки шасси в крыло. Эта проблема решается путем установки в нижней части фюзеляжа специальных гондол для уборки шасси (недостаток – небольшая колея и, как следствие, меньшая устойчивость на рулежке). Во избежание затенения горизонтального оперения крылом, ГО вынесено вверх от спутной струи, на киль (Т-образная схема оперения). Такое размещение горизонтального оперения обладает следующими преимуществами: увеличение плеча LГО от центра тяжести самолета до центра давления горизонтального оперения позволяет уменьшить площадь ГО, а следовательно и его массу. Кроме того, расположенное на конце киля горизонтальное оперение играет роль концевой шайбы, увеличивая эффективное удлинение вертикального оперения, что позволяет уменьшить площадь киля и его массу. Общий выигрыш массы может составить до двадцати процентов массы (20%) всего оперения, однако сложность конструкции оперения, передача нагрузок на фюзеляж, требующая усиления киля, могут значительно снизить этот эффект. Основным недостатком Т-образного оперения является потеря устойчивости при попадании оперения в зону спутной струи крыла на больших углах атаки. И хотя полет на больших углах атаки не является режимным для самолета такого класса, применение Т-образного оперения во многом является вынужденным решением. Размещение двигателей на пилонах под крылом дает возможность разгрузить в полете крыло, что позволяет уменьшить его массу, увеличивает критическую скорость флаттера, так как двигатели играют роль противофлаттерных грузов, также при таком расположении двигателей упрощается их обслуживание. Возможное затруднение из-за потери площадей для размещения механизации разрешается, во-первых, применением более мощной и эффективной механизации, а во-вторых, большим выносом гондол двигателей на пилонах по отношению к передней кромке крыла. Схема шасси трехопорная, с носовой стойкой. Для самолетов подобного класса такая схема является наиболее распространенной, что объясняется лучшими условиями посадки и более эффективным использованием тормозов. Итак, самолет имеет нормальную аэродинамическую схему, высокое расположение крыла (высокоплан), двигатели располагаются в гондолах под крылом, оперение Т-образное, , система шасси трехопорная, с носовой стойкой. Ниже приведена таблица, определяющая основные геометрические параметры самолета с учетом статистических данных. По статистическим данным были определены основные параметры крыла λ, χ, η, , относительная хорда закрылка , углы отклонения закрылков , относительная площадь элерона , параметры фюзеляжа, ГО, ВО, и занесены в таблицу 1.3. Таблица 1.3 – Основные параметры самолета λ χ° η λф Dф,м Lф,м 10.31 16 4.05 0.14 0.6 30 0.04 8.3 3.1 25.735 λго λво χ°го χ°во го во ηго ηво 0.2484 0.162 4.08 0.8 18 34 0.12 0.12 2.5 1.25 1.4 Определение взлетной массы самолета в нулевом приближении Взлетная масса самолета в нулевом приближении определяется по формуле: [кг]. Используя статистические данные, вычисляем: масса экипажа: mэк=80·nэк=80·4=320 [кг]; масса коммерческой нагрузки: mгр=95·nпас=95·52=4940≈5000 [кг]; относительная масса топлива , где L–дальность полета, L=5500[км], V-скорость полета, V=700[км/ч], a=0.05, b=0.06, тогда ; 1.5 Расчет массы конструкции основных агрегатов самолета, массы силовой установки, топлива, оборудования и управления Относительная масса конструкции: ; Относительная масса силовой установки: ; Относительная масса оборудования: Определяем массу конструкции самолета: [кг]. Масса крыла: [кг]. Масса фюзеляжа: [кг]. Масса оперения: [кг]. Масса шасси: [кг]. Масса топлива: [кг]. Масса силовой установки: [кг]. Все значения масс заносим в таблицу 1.4. Таблица 1.4 – Значение масс агрегатов самолета m0, кг mгр, кг mэк, кг mк, кг mкр, кг mф, кг mоп, кг mш, кг mт, кг mсу, кг mдв, кг 35000 5000 320 9800 3303 3920 784 1803 12900 3500 1450 1.6 Выбор двигателя и его характеристик Из статистических данных определяем тяговооруженность самолета данного класса: t0 =0.35 [даН/даН]. Тогда потребная тяга будет равняться Р=t0·m0·g=0.35·35000·9.81=12017.25[даН]. Подбор двигателя осуществлялся с учетом расчетов по динамике полета. При этом ставилась задача удовлетворить заданной длине разбега и обеспечить требуемую дальность полета. Исходя из аэродинамических расчетов, для обеспечения необходимой длины разбега нужна тяга не менее 100 кН. С учетом статистических данных было принято решение установить на самолете два двигателя и вспомогательную силовую установку. Из этих условий был подобран двигатель ТРДД Д-436 ТП. Характеристики двигателя приведены в таблице 1.5. Таблица 1.5 – Характеристики двигателя Д-436ТП Взлетный режим (Н = 0, Мп = 0, tн = +150 С, Рн = 760 мм рт. ст.) Тяга, кгс 7500 Минимальный удельный расход топлива, кг/кгс·ч 0.37 Температура газа перед РКТВД, К 1520 Степень повышения давления 22.7 Максимальный крейсерский режим (Н= 11000 м, Мп = 0.75; МСА) Тяга, кгс 1500 Удельный расход топлива, кг/кгс·ч 0.608 Степень двухконтурности 4.98 Расход воздуха, кг/с 262 Тяга на реверсе, кг 1500 Диаметр вентилятора, мм 1370 Сухая масса, кг 1450 1.7 Определение геометрических размеров основных агрегатов самолета (крыла, фюзеляжа, оперения, шасси). Определение положения центра масс. Разработка общего вида самолета 1.7.1 Определение геометрических параметров крыла Удельная нагрузка на крыло при взлете Р0=348.15 [даН/м2]. Определяем площадь крыла из соотношения [м2]. Размах крыла [м], где λ=10.31 – удлинение крыла. Корневая b0 и концевая bк хорды крыла определяются из условий значений S, l, η: η=4.05– сужение крыла, [м]; [м]. Средняя аэродинамическая хорда вычисляется: [м]. Определяем координату САХ по размаху крыла: [м]. Координата носка САХ по оси ОХ определяется: , где пк=16° - угол по передней кромке крыла, [м]. 1.7.2 Определение геометрических параметров фюзеляжа Длина фюзеляжа [м]. Длина носовой части фюзеляжа [м]. Длина хвостовой части фюзеляжа [м]. 1.7.3 Определение геометрических параметров ГО и ВО Также, как и для крыла, определяются , , , , , : Площадь ГО: [м2]. Размах ГО [м]. Корневая хорда ГО: [м]. Концевая хорда ГО: [м]. Средняя аэродинамическая хорда ГО: [м]. Координата САХ по размаху ГО: [м]. Координата носка САХ по оси ОХ: [м]. Площадь ВО: [м2]. Размах ВО: [м]. Корневая хорда ВО: [м]. Концевая хорда ВО: [м]. Средняя аэродинамическая хорда ВО: [м]. Координата САХ по размаху ВО: [м]. Координата носка САХ по оси ОХ: [м]. 1.7.4 Определение геометрических параметров шасси Параметры шасси включают в себя базу шасси (расстояние между основными опорами и носовой опорой), колею (расстояние между главными опорами), вынос главных опор и вынос передней стойки, высоту шасси и высоту центра масс, а также производную от последних величину посадочного угла , величину противокапотажного угла . База шасси должна находиться в пределах (0.3…0.4)·Lф, где Lф – длина фюзеляжа. В нашем случае база составляет 8.2 м, т.е. 0.318·Lф. Высота шасси определяется из условия обеспечения минимального зазора между поверхностью ВПП и планером самолета – (200…250)мм. Принимаем высоту шасси 500 мм. Высоту ЦМ над ВПП принимаем равной 2.075м. Посадочный угол  (угол между осью фюзеляжа и касательной к главным опорам и хвостовой части фюзеляжа) лежит в пределах 10…16. Принимаем в нашем случае  = 12. Противокапотажный угол  (угол между нормалью к оси самолета, проведенной через ЦМ, и прямой, соединяющей ЦМ с точкой пересечения оси главных опор с ВПП) должен превышать угол  хотя бы на (2..3), и лежит в пределах 8 - 18, [3]. Принимаем  = 14. Вынос главных колес определяется из условия нагружения передней опоры на стоянке e = 0,12Lбазы = 0.984[мм]. Колея шасси в значительной мере определяет поперечную устойчивость при движении по земле, а также влияет на маневренность и управляемость. Ее величина лежит в пределах 2НВ15[м]. Однако для высокоплана с основными стойками шасси, убирающимися в гондолы фюзеляжа, трудно обеспечить большую величину колеи, поэтому принимаем минимально допустимую: B = 2H, где H – высота ЦМ над ВПП. Тогда : B = 22.075 = 4,150 [м]. 1.7.5 Разработка общего вида самолета Построение общего вида самолета выполняется в следующем порядке: 1) Строим фюзеляж самолета. 2) Строим горизонтальное и вертикальное оперение. 3) Строим САХ горизонтального оперения. 4) Плечо горизонтального оперения откладывается от точки, удаленной на 0,25bАг.о. от носка САХ горизонтального оперения. 5) Плечо горизонтального оперения LГ.О.=3.6·ba=3.6·3.467=12.4812 [м]. 6) Находим положение носка САХ крыла. 7) По координате Ха находим положение носка корневой хорды крыла. 8) Строим крыло самолета. 1.8 Выбор, обоснование, разработка и увязка конструктивно-силовых схем (КСС) агрегатов самолета 1.8.1 Выбор конструктивно-силовой схемы крыла Выбор конструктивно-силовой схемы крыла определяется: 1) компоновкой крыла - наличием в обшивке люков для обслуживания расположенных в крыле агрегатов оборудования, наличием в крыле бака для топлива; 2) компоновкой фюзеляжа – наличием достаточных объемов для центральной части крыла в фюзеляже (при однолонжеронном крыле объемы в фюзеляже требуются минимальные); 3) требованием жесткости. Для приближенного выбора конструктивно-силовой схемы крыла воспользуемся понятием условного лонжерона. В задании берется корневая хорда b0. Толщина пояса условного лонжерона определяется по формуле: , где Р0 – удельная нагрузка на крыло; S – площадь крыла; Za - координата средней аэродинамической хорды самолета по размаху крыла; mi – масса груза, расположенного на крыле; zi – координата центра масс груза, расположенного на крыле, от продольной оси самолета по размаху крыла; np – коэффициент расчетной перегрузки; mкр – масса крыла; - относительная толщина профиля крыла; b0 – корневая хорда крыла. Для изготовления пояса лонжерона выбираем материал из алюминиевого сплава Д16Т, для которого р =330МПа=330106Па; Запишем исходные данные для определения у: Р0=3481.5Н/м2; zтб1=1.251м; =0.14; Gтб1=5496 Н; zтб2=3.05м; b0=4.960м; Gтб2=24582 Н; zтб3=6.5м; S=98.62м2; Gтб3=22822.5 Н; zтб4=11.99м; mкр=3303кг; Gтб4=11780 Н; zдв=4.0072м; Gдв=14210Н; za=6.367м; Определим величину интенсивности моментной нагрузки и перерезывающей силы: Так как толщина пояса условного лонжерона немного больше, чем 3мм и величина интенсивности моментной нагрузки выходит за пределы 10…15 МПа, то, как показывает опыт проектирования самолета, обшивка крыла будет достаточно толстой, с высокими критическими напряжениями, т.е. сможет воспринимать большую часть изгибающего момента (до 50%). Поэтому в массовом отношении выгодно применить кессонное крыло. Кессонное крыло в весовом отношении выигрывает по сравнению с моноблочным, что связано с меньшей потребной площадью сечений крыла, поскольку слабые лонжероны, в отличие от продольных стенок моноблочного крыла, воспринимают часть изгибающего момента. Применение кессонного, а не лонжеронного, крыла имеет в данном случае еще один важный аспект: кессонное крыло позволяет использовать свои внутренние объемы для размещения топлива, что крайне важно, когда нежелательно задействовать под топливные баки внутренние объемы фюзеляжа. 1.8.1.1 Подбор продольного силового набора Продольный силовой набор состоит из 2-х лонжеронов, расположенных на 20% и 70% хорд крыла и 14 стрингеров. Расстояние между стрингерами в кессонных крыльях bстр=100200 мм. Принимаем bстр=100 мм. 1.8.1.2 Подбор поперечного силового набора Поперечный набор консоли крыла состоит из 34 нервюр, из них 20 усиленных (№2, №3, №4, №7, №8, №9, №10, №12, №14, №15, №17, №19, №20, №21, №23, №25, №28, №31, №33, №34). Нервюры №2, №3, – принадлежат центроплану, №1–корневая, №34–концевая, к нервюрам №4, №7, №12, №14, №17, №19 крепятся узлы навески закрылков, к нервюрам №25, №28, №31 – узлы навески элерона. Узлы крепления двигателей крепятся к нервюрам №9, и №10, Так как крыло имеет небольшую стреловидность нервюры расположены по потоку, что в свою очередь обеспечивает большую жесткость при изгибе по сравнению с нервюрами, расположенными перпендикулярно к лонжерону. В крыльях со стрингерным набором расстояние между нервюрами а выбирают в зависимости от мощности стрингерного набора и обшивки а=400600 мм. Принимаем а=460мм. Закрылок сделан разрезным и состоит из двух секций, для исключения больших шарнирных моментов в системе управления закрылками. Крыло крепится к центроплану, установленном на фюзеляже. Конструктивно-силовая схема крыла представлена на рисунке 1.11. Рисунок 1.11 – Конструктивно–силовая схема крыла 1.8.2 Выбор конструктивно-силовой схемы фюзеляжа При проектировании фюзеляжа необходимо учитывать следующие требования и рекомендации: – сосредоточенные силы, приложенные к элементам каркаса, необходимо как можно более плавно распределять по обшивке фюзеляжа; – большие сосредоточенные силы (от двигателей, оперения, крыла, шасси) необходимо передавать на обшивку элементам каркаса направленными параллельно силе. Силы вдоль фюзеляжа должны передаваться на обшивку через стрингеры и продольные балки, а силы, действующие поперек фюзеляжа- через усиленные шпангоуты; – сосредоточенные силы, направленные под острым углом к оси фюзеляжа, следует передавать на обшивку через стрингеры и шпангоуты; – при конструкции герметизированных отсеков фюзеляжа необходимо правильно назначить границу зоны герметизации (с учетом вырезов под шасси, крыло и т.п.); следует избегать применения плоских поверхностей для восприятия избыточного внутреннего давления. Поперечные сечения герметизированных отсеков должны, как правило, иметь форму круга. Современные самолеты в подавляющем большинстве имеют балочный стрингерный фюзеляж, состоящий из обшивки, стрингеров и шпангоутов. Могут применяться также фюзеляжи лонжеронной и бесстрингерной схем. В процессе проектирования самолёта в качестве КСС фюзеляжа была выбрана балочно-стрингерная схема. Это самый легкий вариант из балочных КСС. Такая схема обеспечивает достаточную прочность и жесткость конструкции фюзеляжа при наименьших затратах массы. Фюзеляж проектируемого самолета имеет круглое поперечное сечение, которое обеспечивает хорошую аэродинамику, минимальное лобовое сопротивление, минимальную массу конструкции. Конструкция балочных фюзеляжей позволяет придавать им наиболее выгодные аэродинамические формы, обеспечивать получение гладкой поверхности, получать наилучшие условия для более полного использования внутренних объемов фюзеляжа, размещать в них герметизированные кабины и др. Балочно-стрингерная КСС из-за толстой обшивки допускает малые вырезы в фюзеляже и обладает высокой живучестью. Технологическими разъёмами фюзеляж разделен на носовую, среднюю и хвостовую части. Фюзеляж также разделён плоскостью пола на верхнюю и нижнюю части. 1.8.2.1 Подбор продольного силового набора Продольный силовой набор включает 72 стрингера. Расстояние между стрингерами в фюзеляже выбирают из тех соображений, чтоб как можно полнее использовать объект подкрепления обшивки, т.е. расстояние принимают 100150 мм. Принимаем шаг стрингеров равный 135мм. 1.8.2.2 Подбор поперечного силового набора Поперечный силовой набор состоит из 49 шпангоутов, из них 20 усиленных (№1, №4, №5, №8, №10, №11, №12, №14, №18, №20, №21, №23, №24, №31, №32, №35, №36, №41, №42). Ниша передней стойки шасси расположена между шпангоутами №1 и №5, основных стоек – №18 и №24 . К шпангоутам №18 и №23 крепится центроплан крыла. Между шпангоутами №8- №10 и №32-№34 установлены входные двери-трапы. К шпангоутам №41 и №44 лонжеронами крепится хвостовое Т – образное оперение. Расстояние между шпангоутами зависит от толщины обшивки фюзеляжа, компоновки и массы. Для данного самолета расстояние между шпангоутами целесообразно взять из пределов 400650 мм. Конструктивно-силовая схема фюзеляжа представлена на рисунке 1.12. Рисунок 1.12 – Конструктивно–силовая схема фюзеляжа 1.8.3 Выбор конструктивно-силовой схемы горизонтального оперения Конструктивно-силовая схема горизонтального оперения–двухлонжеронная. 1.8.3.1 Подбор продольного силового набора Продольный силовой набор состоит из 2-х лонжеронов, расположенных на 20% и 60% хорд оперения и 7 стрингеров. Расстояние между стрингерами примем равным 200 мм. 1.8.3.2 Подбор поперечного силового набора Поперечный набор состоит из 17 нервюр, из них 5 усиленных (№0, №2, №7, №11, №16). Нервюра №0 – корневая, №16–концевая. К нервюрам №2, №7, №11, №16 крепятся узлы навески руля высоты. Так как горизонтальное оперение стреловидное, то, исходя из технологичности, нервюры располагаются перпендикулярно заднему лонжерону. Шаг нервюр примем равным 275 мм. Конструктивно-силовая схема горизонтального оперения представлена на рисунке 1.13. Рисунок 1.13 – Конструктивно–силовая схема горизонтального оперения 1.8.4 Выбор конструктивно-силовой схемы вертикального оперения Вертикальное оперение состоит из киля и руля направления. Киль стреловидный, двухлонжеронной конструкции. 1.8.4.1 Подбор продольного силового набора Продольный силовой набор состоит из 2-х лонжеронов, расположенных на 20% и 60% хорд крыла и 5 стрингеров. Расстояние между стрингерами примем равным 200 мм. 1.8.4.2 Подбор поперечного силового набора Поперечный набор состоит из 17 нервюр, из них 6 усиленных (№0, №2, №4, №9, №14, №15а). Нервюра №0–корневая, №15а–концевая. К нервюрам №4, №9, №14 крепятся узлы навески руля направления. Нервюры располагаются перпендикулярно переднему лонжерону. Шаг нервюр примем равным 300 мм. Конструктивно-силовая схема вертикального оперения представлена на рисунке 1.14. Рисунок 1.14 – Конструктивно – силовая схема вертикального оперения 1.8.5 Выбор конструктивно-силовой схемы шасси Конструктивно-силовая схема шасси и схема его уборки должны обеспечивать: - наименьшую массу шасси (с учетом усиления вырезов под шасси в конструкции планера); - наименьший объем шасси в убранном положении; - простоту кинематической схемы механизмов выпуска и уборки шасси. На большинстве современных самолетов носовые стойки шасси убираются в переднюю часть фюзеляжа движением вперед-вверх. В нормальных эксплуатационных условиях выпуск шасси осуществляется гидравлической системой. В аварийных случаях определенные преимущества имеет схема убирания вперед-вверх, обеспечивающая выпуск носовой стойки под действием силы тяжести и скоростного напора. Схемы убирания главных стоек шасси можно разбить на три группы: 1) главные стойки, крепящиеся к крылу, а убирающиеся частично в крыло, частично в фюзеляж. 2) главные стойки, крепящиеся к крылу и убирающиеся в крыло (либо в гондолы, расположенные на крыле). 3) главные стойки, крепящиеся к фюзеляжу и убирающиеся в фюзеляж. Схема 3 наиболее приемлема на данном самолете с высоко расположенным крылом. Схема шасси – трёх опорная с передней опорой. Трёх опорное шасси с передней стойкой наиболее удачно решает вопросы безопасности при посадке самолёта. Движение самолёта с шасси такой схемы является достаточно устойчивым как в продольном, так и в путевом отношении. Схема передней опоры шасси балочная с подкосом. Состоит передняя опора из пневматика, телескопической стойки со встроенным амортизатором, узлов подвески, цилиндра уборки и выпуска шасси. Колесо вынесено назад для уменьшения эффекта шимми. Передняя стойка имеет балочную КСС, которая рациональна при небольшой высоте стоек и при других получаемых при этом преимуществах, например, в простоте кинематики уборки и компоновки опоры в выпущенном и убранном положениях. Убирается передняя опора вверх – вперед в носовую часть фюзеляжа. Схема основной опоры шасси балочная с подкосом. Основная опора шасси в себя включает: пневматики, стойки, вынесенные амортизаторы, цилиндр уборки-выпуска, узлы крепления, замки фиксации шасси в убранном и выпущенном положениях. Стойка подкреплена боковым складывающимся подкосом, разгружающим верхнюю часть стойки от изгиба. Основная опора убирается в фюзеляж, для чего предусмотрены боковые ниши, являющиеся уширениями нижней части фюзеляжа. Конструктивно-силовая схема шасси представлена на рисунке 1.15. Рисунок 1.15– Конструктивно-силовая схема шасси 1.9 Выводы В результате работы над данным разделом был разработан и спроектирован пассажирский самолет с количеством пассажиров n=52 человек и дальностью полёта L=5500 км. Данные расчёты не следует принимать как окончательные, так как они проводились в нулевом приближении. По статистическим данным самолетов аналогов были определены тактико-технические требования проектируемого самолёта. Исходя из полученных ТТТ, были определены массовые характеристики самолета и его основные геометрические параметры. Также была выбрана, обоснована, разработана и увязана конструктивно-силовая схема самолета, как в целом, так и отдельных его агрегатов. По полученным результатам строим чертеж общего вида самолёта (приложение А) и чертеж конструктивно-силовой схемы самолета (приложение Б). 4.3 Проектирование систем силовой установки 4.3.1 Состав силовой установки Силовая установка самолета предназначена для создания тяги, привода электрогенераторов и насосов гидравлической системы и подачи воздуха в системы самолета. Силовая установка состоит из: 1) Двух двигательных установок с двигателями Д-436 ТП 2) Вспомогательной силовой установки с двигателем ТА-12 3) Системы крепления двигателей 4) Топливной системы самолета: - баки - трубопроводы - насосы - фильтры топлива - датчики - клапаны - краны 5) Масляной системы самолета: - баки - трубопроводы - фильтры - радиаторы - краны 6) Системы подачи воздуха: - воздухозаборник - воздушный канал 7) Системы выхлопа газов 8) Противопожарной системы 9) Системы управления двигателями и агрегатами силовой установки 10) Системы запуска двигателя 11) Специальных систем. 4.3.2 Основные требования нормативных документов к силовой установке К силовым установкам, независимо от их типа и места расположения на самолете, предъявляются следующие основные требования: 1) выгодная с аэродинамической точки зрения компоновка; 2) минимальная затрата мощности на преодоление сопротивления, связанного с работой самой силовой установки, и минимальные потери в системах всасывания и выхлопа; 3) поглощение вибраций двигателя элементами их крепления к самолету; 4) компенсация температурных деформаций в узлах крепления двигателя; 5) удобство монтажа, легкий доступ ко всем частям двигателя и его оборудования, требующим периодического осмотра и регулирования; 6) обеспечение живучести всей силовой установки; 7) возможность локализации пожара при его возникновении в пределах отсека двигателя. 4.3.3 Тип двигателя и его характеристики На проектируемом самолете установлено два двигателя ТРДД Д-436 ТП с реверсом тяги, созданных в ОКБ “Мотор Сич”. Общий вид двигателя представлен на рисунке 4.3.1. Общий вид двигателя в разрезе представлен на рисунке 4.3.2. Рисунок 4.3.1 – Общий вид двигателя Д-436 ТП (с реверсом тяги) Рисунок 4.3.2 – Общий вид двигателя Д-436 ТП в разрезе Основной характеристикой двигателя ТРДД является степень двухконтурности m: , где , - секундный расход воздуха во втором и первом контурах соответственно. ТРДД по сравнению с ТРД имеет на 5-12% меньший расход топлива , если m 2 и на 40-50% - если m>5. Характеристики двигателя приведены в таблице 4.3.1. Таблица 4.3.1 – Характеристики двигателя Д-436ТП Взлетный режим (Н = 0, Мп = 0, tн = +150 С, Рн = 760 мм рт. ст.) Тяга, кгс 7500 Минимальный удельный расход топлива, кг/кгс·ч 0,37 Температура газа перед РКТВД, К 1520 Степень повышения давления 22,7 Максимальный крейсерский режим (Н= 11000 м, Мп = 0,75; МСА) Тяга, кгс 1500 Удельный расход топлива, кг/кгс*ч 0,608 Степень двухконтурности 4,98 Расход воздуха, кг/с 262 Тяга на реверсе, кг 1500 Диаметр вентилятора, мм 1370 Сухая масса, кг 1450 4.3.4 Проектирование топливной системы Топливная система является одной из важнейших систем СУ самолета. Она предназначена для обеспечения надежной подачи топлива к двигателям на всех режимах его работы и во всех ожидаемых условиях полета самолета. На современных самолетах топливная система выполняет еще ряд важных функций: - обеспечение охлаждения других систем (например, гидравлической, кондиционирования и др.); - поддержание положения центра тяжести самолета в определенном диапазоне, обеспечение подачи топлива к вспомогательным силовым установкам и др. В связи с этим, а также, имея в виду, что топливная система связана с другими системами самолёта, проектирование топливной системы требует большого внимания, принятия компромиссных решений, обеспечивающих создание рациональной системы. К топливным системам предъявляют следующие требования - должна быть обеспечена надёжная подача топлива к двигателям на всех возможных режимах его работы и при всех присущих данному самолёту режимах полёта (по высоте, скорости, перегрузках и т.д.) независимо от атмосферных условий; - топливо должно быть очищено от механических примесей и воды; - должна быть обеспечена противопожарная безопасность; - выработка топлива должна быть полной и не вызывать нарушения требуемой центровки самолёта; - размещать топливо во всех свободных объёмах крыла; - в следствие конструктивных особенностей топливных систем на борту самолёта существует не вырабатываемый остаток топлива, который должен быть минимальным; - система должна обладать достаточной живучестью; - система должна быть компактной, простой, удобной в эксплуатации во время полёта и на земле; - система должна быть герметичной, виброустойчивой, прочной; Данные требования должны выполняться при минимальной массе топливной системы. 4.3.4.1 Определение запаса топлива, схемы размещения топливных баков, схемы подачи топлива к двигателям Определение количества топлива. Определяем необходимый запас топлива для заданной дальности полета самолета исходя из километрового расхода топлива: где L=5500 (км) – заданная дальность полета самолета; - километровый расход топлива двух двигателей. Определим максимальный запас топлива исходя из Авиационных правил АП-25: где - масса топлива для заданного полета; 3%- запас топлива, который расходуется при прогреве двигателей, рулежке самолета, а также невырабатываемый остаток топлива; mаэронав – аэронавигационный запас топлива. Аэронавигационный запас топлива определяется по следующей формуле: где Lаэронав = Lмин · tаэронав = 11.667·45=525 (км) Lмин = Vкр/60=11.667 (км)-расстояние, которое пролетит самолет за 1 минуту; tаэронав =45 (мин) – время аэронавигационного полета (время для ухода на ближайший соседний аэродром) в соответствии с АП-25. Определим mаэронав : Вычислив все данные определим количество топлива исходя из АП-25: Расчет ёмкости баков. Топливные баки располагаем в местах, свободных от двигателей или шасси, между передним и задним лонжеронами. Площади сечений топливных баков оцениваем по формуле: S т.б. (z) = b2 (4.3.1) Множитель  равен: =µ0.5[(Нпл+Нmax)(Хmax− Хпл) + (Нmax+Нзл)(Хзл− Хmax)], где Нпл- относительная высота переднего лонжерона; Нзл- относительная высота заднего лонжерона; Нmax- относительная максимальная высота профиля; Хпл- относительная длина от носка профиля до переднего лонжерона; Хзл- относительная длина от носка профиля до заднего лонжерона; Хmax- относительная длина от носка профиля до максимальной высоты профиля; µ = 0.95 коэффициент, учитывающий, что площадь сечения топливного бака несколько меньше площади указанной трапеции. =µ0.5[(0.1338+0.14)(0.3− 0.2) + (0.14+0.0852)(0.7− 0.3)]=0.05579. Максимальный запас топлива mт = 12900 кг. Поскольку ρ т = 0.8 т / м 3 = 800 кг / м 3 (плотность применяемого топлива ТС-1), имеет место V т = mт / ρ т = 12900/0.8 = 16.125 (м 3). (4.3.2) В каждой консоли крыла должно располагаться половина потребного топлива: V потр = 0.5 V т = 0.5 · 16.125= 8.0625 (м 3). Чтобы повысить живучесть топливной системы, весь кессон крыла необходимо разделить на баки, длины которых определяются по конструктивному шагу нервюр. Длины хорд на границах секций определяем из вида консоли в плане (рисунок 4.3.3). Рисунок 4.3.3 – Вид консоли в плане Рассматриваем правую консоль. Начинаем размещать топливные баки от бортовой нервюры до 3 нервюры от конца консоли. Резервный бак установим в центроплане. Нумерацию баков выполним также от бортовой нервюры. Также сразу определим расположение расходного бака. Бак или секцию считаем усеченной пирамидой с высотой l т.б. , площадь большего основания которой равна S 1 , меньшего - S 2 . V т.б. = l т. б · [ S 1 + S 2 + ( S 1 · S 2 ) 0,5 ] / 3. (4.3.3) При вычислении площадей S 1 и S 2 используем соотношение 4.3.1. По формуле 4.3.1 и 4.3.3 определим объем топливных баков. Результаты расчетов объема баков занесем в таблицу 4.3.2. Таблица 4.3.2 – Объемы баков № т.б. 0,33 α L, м bб, м bк, м Vтб, м3 V∑ рез. бак 0.33 0.05579 1.01384 4.751 4.608 0.6815 8.0625 1 0.33 0.05579 2.75422 4.608 4.448 3.1507 2 0.33 0.05579 2.76 4.448 3.535 2.4639 3 0.33 0.05579 3.22 3.535 2.02 1.4202 4 0.33 0.05579 4.6 2.02 1.574 0.832349 Определим суммарный объем топливных баков расположенных в консолях крыла: Vт.б. рапс.кр. = 2∙Vт.б. расп. конс. = 2∙8,0625 = 16,125 ( м3). Итак, Vрасп. кр. = V т. Это значит, что все топливо располагается в крыле. В настоящее время на ЛА применяют следующие типы топливных баков: жесткие, мягкие и баки-кессоны. В проектируемой силовой установке выбранный тип баков – баки-кессоны. Использование отсеков, образованных элементами конструкции крыла, в качестве топливного бака получило широкое распространение в связи с распространением топливных герметиков, сварных конструкций и большими потребностями запаса топлива. Достоинства: - хорошее использование объема, выделяемого для топлива; - хорошие массовые характеристики; - не требуются монтажные и демонтажные работы; - при потере герметичности баки-кессоны выполняют роль сигнализатора. Среди недостатков основным является сложность герметизации и выработки топлива из-за малой высоты бака. Существуют две основные схемы топливной системы: - без расходного бака; - с расходным баком. Схема с расходным баком имеет следующие достоинства: - повышенная надежность; - один бак проще оборудовать специальными устройствами для обеспечения питания при отрицательных перегрузках; - один бак проще оборудовать устройствами, обеспечивающими определенный порядок выработки топлива из баков; - переключение различных кранов не влияет на систему подачи топлива к двигателям; - расходный бак дает возможность обеспечить посадочный резерв топлива, снизить и выработать температуру топлива; - один бак проще оборудовать дегазацией топлива; - схема меньше по массе, чем без расходного бака (это связано с тем, что насосы перекачки меньше по массе, у них меньшая мощность, трубопроводы перекачки под меньшим давлением). Недостатком этой схемы является её малая живучесть. Учитывая то, что в силовую установку входит два двигателя и два расходных бака, топливная система будет иметь схему автономного питания с краном перекрестного питания (КПП) – рисунок 4.3.4. Рисунок 4.3.4 – Схема автономного питания с КПП Принципиальная схема системы подачи топлива к двигателю показана на чертеже (приложение Ж). Работа системы подачи топлива к двигателю. Топливо из расходного бака 3 подается насосом по трубопроводам к топливному аккумулятору через перекрывной кран. Затем, топливо подается к фильтру грубой очистки топлива. В случае засорения фильтра предусмотрено дублирование в виде перекрывного крана и обходного трубопровода. Дальше топливо через подкачивающий топливный насос подается к топливо-масляному радиатору, где в свою очередь охлаждает масло из системы смазки двигателя. Из топливо-масляного радиатора топлив проходит через датчик температуры топлива и фильтр тонкой очистки топлива. При засорении фильтра тонкой очистки также присутствует дублирование, аналогичное дублированию фильтра грубой очистки топлива. Дальше топливо проходит через расходомер и подается к автомату дозировки, который регулирует количество и давление топлива. Топливо проходит через датчик давления и затем поступает к форсункам, которые располагаются непосредственно в камере сгорания двигателя. Условные обозначения см. на чертеже. 4.3.4.2 Схема системы дренажа топливных баков Задача дренажной системы – поддержания давления внутри бака в заданных пределах на всех режимах, обеспечивающее надежное питание двигателя, заправку и слив топлива. Дренажная система, соединяющая воздушное пространство бака с атмосферой называется открытой, в ином случае – закрытой. При выработке топлива из бака при недостаточной работе дренажной системы в топливном баке получается разряжение, и как следствие – бак может смяться. При закрытой заправке бак может разорвать при недостаточной работе дренажной системы. Требования к дренажной системе: - обеспечение одинакового давления в баках; - заборники дренажа не должны подвергаться обмерзанию и засорению; - должен отсутствовать выброс топлива через дренаж. Для проектируемой топливной системы выберем дренаж коллекторной схемы с параллельным соединением (см. приложение Ж). Работа системы дренажа топливных баков. Дренаж топливных баков осуществляется за счет наддува нейтральным газом (азотом). Нейтральный газ подается из баллонов через обратный клапан и кран в трубопроводы. Дальше газ поступает к редукционному клапану, в котором происходит уменьшение давления газа до 3,5 кгс/см2. Затем газ проходит через обратный клапан к датчику измерения давления нейтрального газа. Дальше газ через воздухоотделитель, кран и обратный клапан подается к коллектору форсунок, которые установлены непосредственно в топливных баках. В случае повышения давления нейтрального газа в топливных баках, происходит его стравливание, которое осуществляется через редукционный клапан. Лишний газ стравливается в атмосферу. Нейтральный газ сначала подается в баки первой очереди выработки, а затем в баки второй очереди выработки. Условные обозначения см. на чертеже. 4.3.4.3 Схема заправки топливом Для самолетов гражданской авиации целесообразно применять закрытую заправку. Схема заправки изображена на чертеже (см. приложение Ж). На современных самолетах применяется различные схемы заправки топливом. На гражданских самолетах с количеством баков более одного применяется централизованная схема заправки топливом. Система централизованной заправки имеет световую и звуковую сигнализацию об опасном повышении давления в баках. Работа системы централизованной заправки топливом Заправка баков топливом производится под давлением через заправочный штуцер. Заправочный штуцер установлен в правом обтекателе шасси, выполнен по международному стандарту. При необходимости заправку можно производить через заливные горловины, имеющиеся в верхней части каждого бака. Заправка баков производится одновременно во все баки. Система централизованной заправки обеспечивает заправку всех баков топливом с производительностью 1500 л/мин при давлении до 3 кгс/см2 (0,3 МПа). Заливная горловина соединяется с трубопроводом, перекрывными электроуправляемыми кранами заправки. Каждый кран и клапан служит для заправки одного бака. Управление централизованной заправкой электрическое, осуществляется с электрощитка. Условные обозначения см. на чертеже. 4.3.4.4 Схема аварийного слива топлива Аварийный слив топлива применяется: - когда посадочный вес самолета больше допустимого из условия прочности шасси самолета; - в аварийных случаях для изменения центровки; - перед вынужденной посадкой (отказ двигателя, шасси); - посадка на аэродром с недостаточной посадочной полосой; Требования к системе аварийного слива: 1. Время аварийного слива. 2. Топливо при сливе не должно попадать на опасные в пожарном отношении места и в зону отхода выхлопа. 3. Центровка самолета должна находиться в определенных пределах при аварийном сливе. 4. Дренаж топливной системы должен обеспечить слив и необходимое давление в баках, чтобы не происходило их смятие. Слив топлива может проходить: - самотеком; - вытеснением; - с помощью насоса. Система слива должна быть такой, чтобы возможно было прекратить его в любой момент. Так как схема установки крыла проектируемого самолета – высокоплан, то примем параллельную схему аварийного слива (см. приложение Ж). Работа системы аварийного слива топлива Слив топлива из баков-кессонов самолета производится через трубопровод перекачки топлива. В конце трубопровода стоит кран и расходомер. Слив производится синхронным включением насосов перекачки, которые расположены в трубопроводе системы перекачки топлива. Включение самих же насосов производится с приборных панелей, которые находятся в кабине пилотов. Условные обозначения см. на чертеже. 4.3.4.5 Расчет топливной системы на высотность Высотность – наибольшая высота полета, до которой топливная система обеспечивает бесперебойную подачу топлива в двигатель. Высота полета и скороподъемность самолета сильно влияют на работу топливной системы. В насосах, трубопроводах могут возникать кавитационные явления, приводящие к разрывам потока, парогазовым пробкам потока, пульсациям давления, перебоям в работе насосов и к остановке двигателя. Кавитация – процесс образования в жидкости парогазовых пузырьков в зоне низкого давления и последующего их сокращения в зоне высокого давления. Расчетные случаи: 1.Полет на высоте с - ниже потолка на 1..2 км. При этом изменяется плотность и растет величина давления насыщенных паров топлива. 2. Проверочный расчет на потолке. 3. Полет на режиме , соответствующему максимальному расходу топлива. Это максимальный взлетный режим. При этом опасны большие гидравлические сопротивления. Обычно на этом режиме делается подбор НПС. При этом расход топлива берется при отказе донного НПС. Пути увеличения высотности: 1) Брать топливо с небольшим давлением упругости паров, т.е. давление должно быть как можно меньше. 2) Предохранять топливо от перегрева: - теплоизоляция баков; - заправка холодным топливом; - определенный порядок выработки топлива. 3) Сокращение длины топливных магистралей; 4) Прокладка трубопроводов с большими радиусами гиба; 5) Переход от открытой дренажной системе к вытеснительной; 6) Применение насосов с хорошими кавитационными характеристиками; 7) Сепарация (дегазация) топлива – отделение воздуха из топлива с помощью воздухоотделителя; 8) Установка дублирующих насосов в расходном баке. Для проектировочного расчёта топливной системы на высотность с известной высотой полёта используется зависимость для давления у входа в подкачивающий насос ( ) на двигателе где - давление на расчётной высоте - давление, создаваемое в баке за счёт скоростного напора на заданной высоте или за счёт системы наддува баков газом - давление (избыточное), создаваемое подкачивающим насосом бака , - удельный вес и скорость движения топлива в трубопроводах, соответственно , - минимальный уровень топлива в баке и уровень расположения подкачивающего насоса на двигателе относительно принятой линии отсчёта g- ускорение свободно падающего тела - давление насыщенных паров для заданного топлива - кавитационный запас давления, необходимый для бескавитационной работы подкачивающего топливного насоса двигателя. Суммарные потери на гидравлическое сопротивление складываются из сопротивления от трения и местных гидравлических сопротивлений  . Потери давления из-за сопротивления трения определяются по формуле: , где - коэффициент сопротивления трения l - длина трубопровода , - соответственно удельный вес и скорость движения топлива. Коэффициент сопротивления трения  изменяется в зависимости от режима движения топлива, определяемого числом Рейнольдса , где - скорость движения топлива, - коэффициент кинематической вязкости. Для ламинарного режима движения топлива, когда , коэффициент сопротивления трения . Для турбулентного режима движения, когда , коэффициент сопротивления трения . Местные сопротивления возникают при изменении сечения (скорости) или направления потока, что сопровождается вихреобразованием, изменением поля скоростей по сечению потока и приводит к потерям давления . , где - скорость топлива (обычно за местом потерь) -коэффициент местного сопротивления, определяющийся экспериментально. Инерционные потери давления вызываются силами инерции в топливной магистрали, возникающими при движении самолёта с ускорением, и определяются по формуле , где - коэффициент перегрузки в направлении соответствующей оси, который определяется исходя из аэродинамического расчёта самолёта - суммарные проекции на ось i всей длины магистрали. Для магистрали подачи топлива , где , , -суммарные проекции на оси x, y, z всей длины магистрали. Инерционные потери могут быть как положительными, так и отрицательными. В направлении осей x и z перегрузки обычно невелики, но зато длины трубопроводов могут быть большими, в направлении же оси y существенной оказывается перегрузка. Применительно к подкачивающему насосу, установленному непосредственно на баке, по давлению на входе ( ) должно выполняться условие , где - потребный кавитационный запас подкачивающего насоса бака. Расчет топливной системы на высотность приведен в приложении Ж. 4.3.4.6 Расчет дренажной системы Расчет дренажной системы приведен в приложении Ж. 4.3.4.7 Расчет системы аварийного слива топлива Расчет системы аварийного слива приведен в приложении Ж. 4.3.5 Противопожарная система Для обеспечения противопожарной безопасности на самолете имеются специальные средства противопожарной защиты (ППЗ). Противопожарная система силовой установки предназначена для сигнализации о возникновении пожара, обнаружения и ликвидации очагов пожара в наиболее пожароопасных отсеках крыла, его своевременной локализации и гашения. Состав пожарного оборудования. - Пожарное оборудование самолета состоит из стационарной пожарной системы и двух переносных ручных огнетушителей которые отвечают требованиям действующих норм. - На самолете также установлена система подачи нейтрального газа (азота) в кессоны крыла. Состав противопожарной системы. Система состоит из четырех баллонов с огнегасящей смесью. Баллоны предназначены для того, чтобы ликвидировать очаг возгорания в гондоле двигателя, а также для ликвидации очага возгорания в отсеке ВСУ. Соединяются баллоны с коллекторами форсунок трубопроводами в которых есть электромагнитные краны и обратные клапаны. В двигателе коллектора расположены в зоне КНД, КВД, камер сгорания и в зоне турбины. Такое расположение позволяет быстро и эффективно локализовать пожар в гондоле двигателя. Подача противопожарной огнегасящей смеси осуществляется при помощи разблокирования электромагнитных кранов, которые непосредственно связаны с системой сигнализации о возникновении пожара. Для уменьшения опасности возникновения пожара и его локализации на самолете конструкцией необходимо предусмотреть: - Противопожарные перегородки, препятствующие распространению пожара и защищающие наиболее ответственные элементы конструкции самолета от разрушения при пожаре; - Компоновка агрегатов, систем и оборудования, снижающая возможность возникновения пожара; - Применение огнестойких, негорючих и трудновоспламеняемых материалов; - Дренажирование мест возможного скопления горючих жидкостей и т.п. Схема противопожарной системы показана чертеже (см. приложение Ж). Работа противопожарной системы В пожароопасных отсеках установлена аппаратура системы сигнализации перегрева и пожара, по одному комплекту в каждом отсеке. Она состоит из датчиков температуры и пламени, блоков усиления и обработки сигналов (БУОС). Сигналы о пожаре и перегреве, выдаваемые БУОС в виде электрического сигнала, поступают в коробку реле для автоматического открытия электромагнитных кранов централизованной системы пожаротушения. При открытии электромагнитных кранов пожаротушащая смесь через обратные клапаны подается к коллектору форсунок противопожарной системы, которые и нейтрализируют само пламя. Для предупреждения возникновения пожара в таких отсеках не применяются детали из горючих материалов и оборудования, не удовлетворяющее требованиям по взрывобезопасности. Для локализации пожара в пожароопасных отсеках установлены пожарные перегородки и экраны из огнестойких материалов. Управление противопожарной системой - электрическое и производится из кабины экипажа. Контроль работы системы осуществляются с пульта управления и индикации, установленного в кабине пилота. На пульте установлены табло места перегрева, лампы. Переносные ручные огнетушители предназначены для тушения пожара в кабине экипажа и в пассажирском салоне. Условные обозначения см. на чертеже. 4.3.5.1 Система нейтрального газа Система нейтрального газа (НГ) предназначена для хранения, распределения и подачи нейтрального газа (азота) в надтопливное пространство баков с целью создания в них взрывобезопасной среды. Система баллонного типа. Она обеспечивает подачу НГ непосредственно в топливные баки, из которых производится выработка топлива, а так же во все баки одновременно через систему дренажа при снижении самолета. Система НГ является средством пожаротушения. НГ подается по трубопроводам дренажной системы через коллекторы форсунок в топливные баки. Управление и контроль за работой системы осуществляется со щитка управления системы пожаротушения и системы НГ, расположенных кабине пилотов. Схема системы НГ показана на чертеже (см. приложение Ж). Работа системы нейтрального газа Систему включают после взлета в режиме набора высоты на высоте 500-1000 м. При включении системы нейтральный газ из балонов через электроподогреватель и фильтр поступает в редуктор, в котором его давление снижается до 3,5 кгс/см2. Затем газ проходит через обратный клапан к датчику измерения давления нейтрального газа. Дальше газ через воздухоотделитель, кран и обратный клапан подается к коллектору форсунок, которые установлены непосредственно в топливных баках. Условные обозначения см. на чертеже. 4.3.6 Профилирование воздухозаборника Системы всасывания состоят из входных устройств (воздухозаборников, диффузоров), механизмов регулирования расхода воздуха и приспособлений для защиты двигателя от попадания в него посторонних предметов. Входные устройства предназначены для подвода к двигателю потребного количества воздуха. Они могут быть составной частью двигателя или частью конструкции самолета. Эти устройства должны обеспечивать возможно большие значения коэффициента сохранения полного давления, малое внешнее сопротивление, достаточную равномерность потока на входе в компрессор, устойчивую и надежную работу двигателя на всех режимах полета ЛА и работы двигателей. При этом они должны обладать малым весом, технологичностью, необходимой прочностью, жесткостью и герметичностью. Подвод потребного количества воздуха обеспечивается правильным выбором площади входа. Входное устройство должно иметь малые гидравлические потери и лобовое сопротивление. Профиль диффузора выбирают таким, чтобы он имел плавные обводы с большим радиусом кривизны в миделевом сечении и плавное нарастание кривизны по длине. Рисунок 4.3.5 – Дозвуковой воздухозаборник. Для данного самолета применим дозвуковой воздухозаборник, так как данный самолет является дозвуковым (Mmax=0.8). Воздухозаборник будет состоять из 3 частей (рисунок 4.3.5): 1) Обечайка - основная часть воздухозаборника. Её функция – затормозить поток воздуха перед подачей его в двигатель. Обечайки обычно изготавливают из материала Д16АТ; 2) Канал подачи воздуха к компрессору двигателя. Канал по всей своей длине имеет отверстия, которые предназначены для отбора пограничного слоя потока воздуха. Такой канал называется перфарированным. Канал в основном изготавливают из сталей, так, как он имеет значительный нагрев при движении через его воздуха; 3) Обшивка наружного контура. Обшивка изготавливается из композиционных материалов. Расчет воздухозаборника приведен в приложении Ж. 4.3.7 Разработка схемы маслосистемы Общие сведения о масляной системе. В конструкции современных авиационных ГТД широкое применение находят зубчатые передачи и подшипники качения, детали которых работают в условиях трения. Детали, которые работают в условиях трения, требуют смазки. Назначение смазки заключает в поддержании нормального температурного состояния трущихся деталей, в уменьшении их изнашивания и потерь на трение, предохранение деталей от коррозии и отвод продуктов износа из зоны трения. Кроме того, часто масло используется и как рабочее тело в гидромеханизмах, расположенных на двигателе. Поэтому двигатели оснащаются масляной системой. Масляная система выполняет следующие функции: - хранение масла; - постоянную подачу масла под необходимым давлением к узлам трения; - отвод масла от этих узлов; - охлаждение и поддержание необходимой чистоты масла; - контроль параметров масла. К масляной системе двигателя предъявляются следующие требования: - обеспечение надежной подачи масла при запуске и на всех режимах работы двигателя в полете при различных температурах наружного воздуха; - автоматическое поддержание необходимой температуры, давления и чистоты масла; - удобство подхода к элементам системы и простота ее обслуживания; - надежный контроль параметров системы; - минимальный расход масла. Нагрев подшипников качения, применяемых в ТРДД, обуславливается упругой деформацией шариков или роликов и беговых дорожек колец подшипников под действующей на них нагрузкой. При деформации элементов подшипника и возвращении с деформированных участков в исходное положение возникает внутреннее трение между частицами металла, что и приводит к нагреву подшипника. Подшипники, расположенное вблизи горячих деталей двигателя, дополнительно нагреваются теплом, передаваемым от этих деталей. Количество тепла, передаваемого подшипникам от горячих деталей, зависит от места расположения подшипника, от наличия и качества теплоизоляционных устройств. Оно может превышать тепло, выделяющееся в подшипнике под действием нагрузок, в несколько раз. Для предотвращения перегрева подшипников система смазки должна обеспечить подачу к ним такого количества масла, при котором температура подшипников не будет превышать 140...150°С. Количество тепла, которое должно быть отведено с маслом для поддержания нормального температурного состояния подшипников и зубчатых передач, называется теплоотдачей в масло. Для поддержания температуры подшипников в требуемых пределах рекомендуется поддерживать температуру масла на выходе не выше 130°С и на входе в пределах 60-80°С на установившемся режиму работы двигателя. Расход (потеря) масла в ТРДД невелик. Он обуславливается уходом масла через лабиринтные уплотнения и суфлер в окружающую среду. На двигателе Д-436 ТП расход масла не более 0,5 л/ч. Поскольку к подшипникам качения подводится масло главным образок для их охлаждения, то с этой целью целесообразно применять маловязкие масла, имеющие низкую температуру застывания, что уменьшает потери на трение шариков и роликов о масло и облегчает запуск двигателя при низких температурах окружающего воздуха. На двигателе Д-436 ТП в качестве основного применяется масло ИПМ-10, а в качестве резервного - ВНИИИМП 50-1-4Ф. Двигатель Д-436 ТП снабжен автономной циркуляционной масляной системой. В масляную систему входят следующие основные узлы: - маслобак; - топливно-масляный агрегат, состоящий из топливно-масляного радиатора и термоклапана; - маслоагрегат, состоящий из нагнетающей секции, четырех откачивающих секций, редукционного и обратного клапанов, фильтра тонкой очистки и датчика с сигнализатором перепада давления на маслофильтре (сигнализатора засорения маслофильтра). - воздухоотделитель с входящими в его состав фильтром грубой очистки, перепускным клапаном и датчиком перепада давления на фильтре грубой очистки; - стружкосигнализатор; - термостружкосигнализаторы; - датчик и указатель температуры масла на входе в двигатель; - датчик с указателем давления масла на входе в двигатель; - сигнализатор минимального давления масла на входе в двигатель; - датчик с указателем уровня масла в баке; - сигнализаторы уровня масла в баке; - трубопроводы, каналы масленой системы и форсунки. Схема маслосистемы и системы суфлирования двигателя показана на чертеже (см. приложение Ж). Работа масляной системы Маслосистема работает следующим образом. Масло из маслобака поступает самотеком в нагнетающую секцию маслоагрегата, откуда под давлением подается в фильтр тонкой очистки, размещенный в корпусе маслоагрегата. Давление масла на входе в двигатель поддерживается редукционным клапаном. Выйдя из маслоагрегата, масло по внешнему трубопроводу подается к боковому ребру промежуточного корпуса, проходит через полость ребра и разделяется на 4 потока. Один поток идет на смазку и охлаждение подшипника ротора вентилятора, другой - на смазку и охлаждение подшипников КНД, третий - на смазку и охлаждение подшипников КВД, четвертый-на смазку и охлаждение подшипников турбины. Масло на подшипники подается форсунками. Перед форсунками установлены предохранительные фильтры. Остальные узлы смазываются барбатажем. Масло из полостей подшипников вентилятора, компрессора низкого давления и турбин откачивается секциями. Из полости подшипников ротора компрессора ВД и НД масло самотеком сливается в коробку приводов, по пути смазывая и охлаждая детали центрального привода и колонки приводов. Откачиваемое масло из всех полостей сливается в масляную полость коробки приводов. Из поддона коробки приводов все масло, пройдя стружкосигнализатор, откачивается основной откачивающей секцией и по каналу в коробке приводов направляется в центробежный воздухоотделитель. Отделенное в воздухоотделителе от воздуха масло поступает для охлаждения в топливно-масляный агрегат и оттуда возвращается в маслобак. Давление масла на входе в двигатель замеряется с помощью датчика и указателя, а минимальное давление фиксируется с помощью сигнализатора. Давление масла на входе в двигатель поддерживается в пределах:л - 3,5 ± 0,5 кгс/см - на земле при частоте вращения двигателя 95% и температуре масла на входе в двигатель 70 ± 15°С; - 2,0...4,5 кгс/см2 - на всех режимах и высотах полета. Температура масла на входе в двигатель контролируется по показаниям датчика и указателя. В магистралях откачки установлены термостружкосигнализаторы, выдающие сигналы при появлении в масле ферромагнитных частиц или превышении предельной температуры откачиваемого масла. Появление ферромагнитных частиц в откачиваемом из коробки приводов масле обнаруживается стружкосигнализатором. На приборной доске пилотов имеется табло контроля параметров маслосистемы: "Минимальное давление масла" - загорается при минимально допустимом давлении масла на входе в двигатель; "Стружка" - загорается при наличии ферромагнитных частиц и превышении температуры откачиваемого масла; "Засорен маслофильтр" - загорается при заданном перепаде давлений на маслофильтре тонкой очистки; "Минимальный уровень масла" - загорается при заданном минимальном уровне масла в маслобаке. На щитке централизованной заправки маслобака, который находится в хвостовой части фюзеляжа с правого борта, расположены: индикатор уровня масла в баке и табло "Минимальный уровень масла", "Добавь масла", "Максимальный уровень масла". Для слива масла из двигателя имеются краны в нижней части коробки приводов, на маслобаке. При максимальной заправке маслобака общий объем масла в маслосистеме составляет 27 л, из них 16 л. в маслобаке, 2 л. в ТМА и остальное в масляных полостях двигателя, агрегатах и трубопроводах. Табло "Добавь масла" загорается при уровне масла в маслобаке 8 л. Табло "Минимальный уровень масла" загорается при уровне масла в маслобаке 4 л. Условные обозначения см. на чертеже. 4.3.8 Система запуска двигателей Общие сведения о запуске. Запуск двигателя является процессом, в обеспечении которого участвует ряд систем: - воздушная система; - электрическая и электронная; - топливная, воспламенения и регулирования. Воздушная система предназначена для принудительной раскрутки ротора ТРДД в процессе запуска. Электрическая система обеспечивает автоматическое включение и отключение по заданной циклограмме всех агрегатов, участвующих в процессе запуска, начиная с момента нажатия на кнопку «Запуск» до выхода двигателя на частоту вращения режима малого газа. Топливная система обеспечивает подачу пускового и рабочего топлива по принятому закону. Система воспламенения осуществляет воспламенение топливно-воздушной смеси в заданный момент. Электронная система и система регулирования обеспечивают управление процессом запуска и защиту двигателя во время запуска от механических и тепловых нагрузок. Двигатель Д-436 ТП оборудован автономной, автоматической воздушной пусковой системой (рисунок 4.3.6), обеспечивающей запуск двигателя от источника сжатого воздуха. Источником сжатого воздуха может быть как вспомогательная силовая установка так и один из работающих двигателей. Источником сжатого воздуха могут также служить аэродромные воздушные средства запуска с параметрами воздуха, равноценными параметрами бортового энергоузла. Рисунок 4.3.6 – Блок-схема воздушной системы запуска 1-Фланец отбора воздуха от КВД; 2-Стартер воздушный СВ-36; 3-Самолетный клапан воздушный; 4-Перекрывания заслонка; 5-Разъем самолетных двигательных систем; 6-Штуцер подключения аэродромного источника сжатого воздуха; 7-Вспомогательная силовая установка. В момент запуска двигателя Размер файла: 21,3 Мбайт Фаил: 
(.rar)
------------------- Обратите внимание, что преподаватели часто переставляют варианты и меняют исходные данные! Если вы хотите, чтобы работа точно соответствовала, смотрите исходные данные. Если их нет, обратитесь к продавцу или к нам в тех. поддержку. Имейте ввиду, что согласно гарантии возврата средств, мы не возвращаем деньги если вариант окажется не тот. -------------------
Коментариев: 0 |
||||
Есть вопросы? Посмотри часто задаваемые вопросы и ответы на них. Опять не то? Мы можем помочь сделать! |
||||
Вход в аккаунт:
Страницу Назад
Cодержание / Самолетостроение и космическая техника / Проектирование лонжерона крыла, элементов системы управления рулем направления, системы силовой установки пассажирского самолета (прототип Ан-74 ТК300)