Проектирование лонжерона крыла, элементов системы управления рулем направления, системы силовой установки пассажирского самолета (прототип Ан-74 ТК300)

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 = 0,12Lбазы = 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 2НВ15[м]. Однако для высокоплана с основными стойками шасси, убирающимися в гондолы фюзеляжа, трудно обеспечить большую величину колеи, поэтому принимаем минимально допустимую: B = 2H, где H – высота ЦМ над ВПП.
Тогда : B = 22.075 = 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=330106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=100200 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 (No2, No3, No4, No7, No8, No9, No10, No12, No14, No15, No17, No19, No20, No21, No23, No25, No28, No31, No33, No34). Нервюры No2, No3, – принадлежат центроплану, No1–корневая, No34–концевая, к нервюрам No4, No7, No12, No14, No17, No19 крепятся узлы навески закрылков, к нервюрам No25, No28, No31 – узлы навески элерона. Узлы крепления двигателей крепятся к нервюрам No9, и No10, 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=400600 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 100150 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 (No1, No4, No5, No8, No10, No11, No12, No14, No18, No20, No21, No23, No24, No31, No32, No35, No36, No41, No42). Ниша передней стойки шасси расположена между шпангоутами No1 и No5, основных стоек – No18 и No24 . К шпангоутам No18 и No23 крепится центроплан крыла. Между шпангоутами No8- No10 и No32-No34 установлены входные двери-трапы. К шпангоутам No41 и No44 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 400650 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 (No0, No2, No7, No11, No16). Нервюра No0 – корневая, No16–концевая. К нервюрам No2, No7, No11, No16 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 (No0, No2, No4, No9, No14, No15а). Нервюра No0–корневая, No15а–концевая. К нервюрам No4, No9, No14 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:
=μ0.5[(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.
=μ0.5[(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
No 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