Проектирование пассажирского дальнемагистрального самолета на 300 пассажиров с дальностью полета 9000 км
Содержание
1
Разработка тактико-технических требований
.1
Сбор статистического материала
1.1.1
Boeing 767-300
.1.2
Boeing 767-400
.1.3
Boeing 777-300
.1.4
Boeing 747-200
.1.5
Airbus А330-200
1.2
Требования к самолету
.3
Основные тактико-технические требования
Выбор
схемы самолета
.1
Схема крыла
.2
Схема фюзеляжа
.3
Балансировочная схема
.4
Схема размещения органов управления
.5
Схема оперения
.6
Схема шасси
.7
Выбор двигателей
.8
Механизация крыла
.9
Удельная нагрузка на крыло
Определение
потребной стартовой тяговооруженности самолета
Определение
взлетной массы самолета
.1Определение
массы целевой нагрузки
.2
Предварительное определение взлетной массы
.3
Определение массы снаряжения и служебной нагрузки
.4
Определение относительной массы конструкции
.5
Определение относительной массы силовой установки
.6
Определение относительной массы топливной системы
.7
Определение относительной массы оборудования и управления
.8
Определение взлетной массы самолета
Определение
основных геометрических параметров самолета
.1
Определение параметров крыла
.2
Определение параметров фюзеляжа
.3
Определение параметров оперения
.4
Определение параметров шасси
.5
Подбор двигателя
Составление
сводки масс самолета
Заключение
Список
использованных источников
самолет тяговооруженность взлетный
нагрузка
1. Разработка тактико-технических требований
.1 Сбор статистического материала
Наметим пять однотипных самолётов с
проектируемым самолётом и по каждому самолёту составим краткое описание с
указанием наиболее важных и оригинальных технических решений, использованных
при его разработке. К описанию прилагаем три проекции самолёта.
Таблица 1 - Основные характеристики самолетов
№
|
Самолеты
|
1
|
2
|
3
|
4
|
5
|
|
1
|
Наименование
самолета, фирма, страна, год выпуска
|
Боинг
767-300, Boeing, США, 1986
|
Боинг
767-400, Boeing, США, 2000
|
Боинг
777-300, Boeing, США, 1997
|
Боинг
747-200В, Boeing, США, 1970
|
Аэробус
А330-200, Airbus, Франция, 1997
|
Кос-21,
Кос, Россия, 2011
|
2
|
Экипаж
|
2
|
2
|
2
|
3
|
3
|
2
|
Характеристики
силовой установки
|
3
|
Тип
двигателей, количество (n), тяга (мощность) n.P0,(gaH), n.N0(кВт)
|
2 ТРДД
General Electric CF6-80C2, 2 х 28804'
|
2 ТРДД
Pratt Whitney PW4090, 2 х 40860'
|
4 ТРДД
Pratt Whitney JT9D--7R4G2 (GE CF6-50Е2), 4 х 24635
(23625) '
|
2 ТРДД
General Electric CF6-80Е1,
2
х 32660'
|
2 ТРДД
General Electric CF6-80C2, 2 х 28804''
|
4
|
Удельный
расход топлива, Сpo(кг/∆H*ч)
|
0,576''
|
0,576''
|
0,545''
|
0,646''
|
0,625''
|
0,595'''
|
5
|
Степень
двухконтурности, m
|
5,31'
|
5,31'
|
6,41'
|
4,90'
|
4,85'
|
5,4''
|
6
|
Удельный
вес двигателя, γ(∆H/кВт)
|
0,15''
|
0,14''
|
0,13''
|
0,14''
|
0,12''
|
0,14'''
|
Массовые
характеристики
|
7
|
Взлётная
масса, m0 (кг)
|
158760'
|
204120'
|
263080'
|
351500'
|
230000'
|
240884''
|
8
|
Масса
коммерческой нагрузки, mком(кг)
|
40230'
|
47000'
|
66050'
|
67360'
|
49500'
|
40950''
|
9
|
Масса
пустого самолета, mпуст(кг)
|
86070'
|
103870'
|
155500'
|
171460'
|
49500'
|
113300''
|
10
|
Масса
топлива, mт(л)
|
63210'
|
76840'
|
171160'
|
183380'
|
139090'
|
91536''
|
11
|
Весовая
отдача по коммерческой нагрузке, 0,253''0,23''0,25''0,19''0,21''0,17''
|
|
|
|
|
|
|
12
|
Удельная
нагрузка на крыло, p0(∆H/м2)
|
549,2''
|
688,12''
|
602,66''
|
674,11''
|
752,1''
|
13
|
Тяговооруженность,
P0(кВт/∆H)
|
0,35''
|
0,34''
|
0,234''
|
0,19''
|
0,28''
|
0,322''
|
Геометрические
характеристики
|
14
|
Площадь
крыла, S(м2)
|
283,3'
|
290,7'
|
427,8'
|
511'
|
361,6'
|
313,9''
|
15
|
Размах
крыла, l(м)
|
47,6'
|
51,9'
|
60,9'
|
59,6'
|
60,3'
|
52,2''
|
16
|
Удлинение
крыла, λ
|
7,998'
|
9,266'
|
8,67'
|
6,95'
|
10,06'
|
8,7'''
|
17
|
Сужение
крыла, η
|
3,23
|
4,05'
|
3,26'
|
3,75'
|
3,93'
|
3,6'''
|
18
|
Угол
стреловидности крыла, χ0
|
31,5'
|
25'
|
31,1'
|
37,5'
|
30'
|
30'''
|
19
|
Относительные
толщины, С0, Скц
|
15,1%,
12%'
|
14.5%,
11%'
|
14,8%,
11%'
|
15.2%,
10.8%'
|
14,7%,
10,8%'
|
15%,
12%'''
|
20
|
Диаметр
фюзеляжа, Dфэ(м)
|
5,03'
|
5,35'
|
6,19'
|
6,5'
|
5,64'
|
5,75'''
|
21
|
Удлинение
фюзеляжа, λф
|
6,43'
|
3,05'
|
7,52'
|
6,94'
|
6,9'''
|
22
|
Удлинение
носовой части фюзеляжа, λн.ч
|
1,3''
|
1,29''
|
1,34''
|
1,2''
|
1,3''
|
1,3'''
|
23
|
Удлинение
хвостовой части фюзеляжа, λхв.ч
|
2,7''
|
2,89''
|
2,13''
|
2,4''
|
2,6''
|
2,5'''
|
24
|
Удлинение
горизонтального оперения, λго
|
5,6'
|
6,1'
|
5,9'
|
5,7'
|
5,2'
|
5,7'''
|
25
|
Сужение
горизонтального оперения, ηго
|
2,9'
|
2,4'
|
3,5'
|
2,9'
|
3,1'
|
3'''
|
26
|
Угол
стреловидности горизонтального оперения, χ0го
|
33'
|
37'
|
32'
|
31'
|
32'
|
33'''
|
27
|
Площадь
горизонтального оперения, Sго(м2)
|
53,8'
|
56,9'
|
43,8'
|
57,4'
|
76,5'
|
57,7''
|
28
|
Коэффициент
статического момента, Аго
|
0,11'
|
0,13'
|
0,23'
|
0,19'
|
0,18'
|
0,18'''
|
29
|
Удлинение
вертикального оперения, λво
|
1,5'
|
1,6'
|
1,7'
|
1,6'
|
1,8'
|
1,6'''
|
30
|
Сужение
вертикального оперения, ηво
|
2,3'
|
2,3'
|
2,4'
|
2,3'
|
2,4'''
|
31
|
Угол
стреловидности вертикального оперения, χ0во
|
34'
|
35'
|
37'
|
42'
|
35'
|
37''
|
32
|
Площадь
вертикального оперения, Sво(м2)
|
61'
|
57'
|
32,9'
|
58,9'
|
31,5'
|
48''
|
33
|
Коэффициент
статического момента, Аво
|
0,01'
|
0,03'
|
0,1'
|
0,19'
|
0,01'
|
0,03'''
|
34
|
Относительная
база шасси, b0
|
20,1'
|
16,1'
|
17,5'
|
16,9'
|
15,21'
|
17,16'''
|
35
|
Относительная
колея шасси, B
|
10,04'
|
10'
|
8,69'
|
7,8'
|
9,6'
|
9,2'''
|
Летные
характеристики
|
36
|
Максимальная
скорость на высоте полета Vmax/H ((км/ч)/м)
|
970'
|
960'
|
945'
|
990'
|
960'
|
950'''
|
37
|
Крейсерская
скорость на высоте полета, Vкрейс/Hкрейс((км/ч)/м)
|
870'
|
870'
|
905'
|
895'
|
880'
|
880'''
|
38
|
Посадочная
скорость, Vпос(км/ч)
|
248'
|
245'
|
270'
|
250'
|
245'
|
280'''
|
39
|
13100'
|
13100'
|
13100'
|
13750'
|
12500'
|
13100'''
|
40
|
Дальность
полета с нагрузкой, Lр/mком(км/кг)
|
8700'
|
9400'
|
10100'
|
8800'
|
10200'
|
9000
|
41
|
Длина
разбега (длина ВПП), lразб(м)
|
2500'
|
3400'
|
3700'
|
3190'
|
2220'
|
3200'''
|
Прочие
данные
|
42
|
Число
пассажиров, n
|
218-328'
|
245-375'
|
368-550'
|
366-490'
|
253-406'
|
300
|
43
|
Тип
ВПП
|
Бетон'
|
Бетон'
|
Бетон'
|
Бетон'
|
Бетон'
|
Бетон'''
|
44
|
Расчетная
(эксплуатационная) перегрузка, nA
|
2,1'
|
2,2'
|
2,1'
|
2,2'
|
2,3'
|
2,2'''
|
' - информация взята из Интернета;
'' - данные посчитаны по формулам;
''' - данные выбраны с учетом статистики.
.1.1 Boeing 767-300
Год первого полета самолета - 1986
Самолет Boeing 767-300
(Боинг-767-300) является самой популярной моделью широкофюзеляжных
дальнемагистральных лайнеров Боинг-767. Разработанный как удлиненная версия
самолета Boeing 767-200
<#"580372.files/image002.gif">
Рисунок 1 - Эскиз самолета Boeing
767-300
.1.2 Boeing 767-400
Год первого полета самолета - 2000
Дальнемагистральный Boeing 767-400
(Боинг-767-400) является последним представителем семейства самолетов
Боинг-767
<#"580372.files/image003.gif">
Рисунок 2 - Эскиз самолета Boeing
767-400
.1.3 Boeing 777-300
Год первого полета самолета - 1997
777-300 (Боинг-777-300) является самым крупным двухдвигательным пассажирским
самолетом в мире. Лайнер предназначен для эксплуатации на дальнемагистральных
линиях и отличается от более ранней модели Boeing 777-200
<#"580372.files/image004.gif">
Рисунок 3 - Эскиз самолета Boeing
777-300
.1.4 Boeing 747-200
Год первого полета самолета - 1970
747-200 (Боинг-747-200) был предназначен для эксплуатации на загруженных
дальнемагистральных авиалиниях и выпускался в период с 1970 по 1991 гг. Самолет
отличается от своего предшественники - Boeing 747-100
<#"580372.files/image005.gif">
Рисунок 4 - Эскиз самолета Boeing
747-200В
.1.5 Airbus A330-200
Год первого полета самолета - 1997
A330-200 (Эрбас А330-200) является версией самолета А330-300
<#"580372.files/image006.gif">
Рисунок 5 - Эскиз самолета Airbus
A330-200
.2 Требования к самолету
Класс аэродрома: 1-й класс по российской
классификации (75 т и более), 4Е по международной классификации (длина ВПП
более 1800м, размах крыла 52-60 м);
Тип ВПП: бетонная;
Крейсерская высота: Нкрейс =
10000км;
Максимальная скорость: Vmax = 950
км/ч;
Дальность полета: 9000 км;
Потолок: 13100;
Число пассажиров: 300;
Состав экипажа: первый пилот, второй
пилот;
Время подготовки к повторному
вылету: 45 мин;
Назначенный ресурс самолета: 25 лет,
количество взлетов/посадок 25000, количество лётных часов 75000;
Минимальное количество двигателей: 2
ТРДД;
Расход топлива: 20 г на
пассажирокилометр;
Основные конструкционные материалы:
- высокопрочные стали, алюминиевые, титановые и магниевые сплавы (Д16Т, АК6,
МЛ5, 30ХГСА, 30ХГСНА, ЗЗНХ3МА, ОТ4-1, ВТ-14 и др.);
металлокомпозиты;
пластмассы и высокопрочные
полимерные материалы;
композиционные материалы, гибридные
материалы;
теплозащитные материалы;
трехслойные конструкции и другие
конструктивные элементы;
Высокий уровень автоматизации
управления полетом: встроенная аналоговая электродистанционная система
управления полетом и система оптимизации режимов полета, встроенная
инерциальная навигационная система, аппаратура спутниковой навигации,
аппаратура встроенного контроля, автоматическая система отображения информации
о центровке самолета.
Высокая степень стандартизации и
унификации самолета;
Взаимозаменяемость деталей самолета.
Длина разбега: Lразб = 3200 м.
Скорость захода на посадку: Vз. п. =
280 км/ч.
.3 Основные тактико-технические
требования
Число пассажиров: 300;
Дальность полета: 9000 км;
Крейсерская высота: Нкрейс = 10000
м;
Крейсерская скорость Vкрейс = 880
км/ч;
Скорость захода на посадку: Vз. п. =
280 км/ч;
Длина разбега: Lразб = 3200 м.
2. Выбор схемы самолета
Схема самолета определяется
количеством, взаимным расположением и формой основных агрегатов: крыла,
оперения, фюзеляжа, шасси, а также типом, количеством и размещением двигателей
и воздухозаборников. Схема любого самолета обусловлена его расположением и ТТТ.
Выбор схемы проектируемого самолета производится на основании статистических
данных и разработанных основных тактико-технических требований.
.1 Схема крыла
На графике 1 показан график
зависимости удлинения крыла самолетов-аналогов от дальности их
полета L.
График 1 - Зависимость удлинения крыла от
дальности полета
Для проектируемого самолета при
дальности полета 9000 км удлинение крыла =8,7.
На графике 2 показан график
зависимости угла стреловидности крыла самолетов-аналогов от
дальности их полета L.
График 2 - Зависимость угла
стреловидности от дальности полета
Для проектируемого самолета при
дальности полета 9000 км угол стреловидности крыла =30.
Для выбора схемы крыла определяются
следующие параметры:
Число крыльев: 1 (моноплан);
Расположение крыла: низкоплан;
Форма крыла: стреловидная;
Угол стреловидности: χ° = 30°;
Удлинение крыла: λ =8,7;
Сужение крыла: η =3,6;
Тип профиля крыла: суперкритический;
Относительная толщина крыла в
корневой части: с0 = 15 %;
Относительная толщина крыла в
концевой части: ск = 12%.
.2 Схема фюзеляжа
Для выбора схемы фюзеляжа
определяются следующие параметры:
Форма поперечного сечения фюзеляжа:
круглое сечение диаметром ф = 5,75 м;
Удлинение фюзеляжа: λф = 6,9;
Удлинение носовой части фюзеляжа: λн.ч. = 1,3;
) Удлинение хвостовой части фюзеляжа
λхв.ч = 2,5
.3 Балансировочная схема
Балансировочная схема характеризует
геометрические и конструктивные особенности летательного аппарата. Известно
большое число признаков, по которым характеризуют балансировочную схему, но в
основном их принято различать по взаимному расположению крыла
<#"580372.files/image012.gif">г.о. = 15 %;
Сужение вертикального оперения: ηв.о. = 2,4;
Относительная площадь вертикального
оперения: в.о. = 12 %.
.6 Схема шасси
Для выбора схемы шасси определяются
следующие параметры:
Тип опор: колесные опоры;
Количество опор: 3-х опорное шасси;