Аванпроект далекомагістрального літака сторінка 2

Зм.
Арк.
№ докум.
Підпис
Дата
Арк.
13
ВЛ7310.10.00.00.00 ПЗ
1.2. Призначення та загальні вимоги до літака.
Літак, що проектується в моїй дипломній роботі, відноситься до далеко- магістрального класу і може використовуватися як для пасажироперевезень та вантажоперезень.
До основних вимог проектуємого літака можна віднести:
- Конкурентну вартість виробництва;
- Відповідність до класу за призначенням;
- Високу ступінь надійності та безпеки польоту, що є складовими експлуа- таційної якості;
- Високий рівень технологічності.
Продовження таблиці 1
Ваг да ні
360 280 445 560 160 130 213 276 65 60 78 84 2,5 2,5 2,5 2,5
Дані С
У
Число і тип
СУ
2хТРДД
4хТРДД
4хТРДД
4хТРДД
2х18,6 4х9,525 4х19,75 4х15 0,605 0,605 0,605 0,605
Степінь двохконт.
8 5
8 8
2х7500 4х4100 4х5840 4х6300
Г
ео м
да ні
S, м
2 467 392 550 845
L
пов
, м
77 64 75 73
L
к
, м
72 60 69 79
χ
0.25 31,5
о
25
о
31,5
о
35
о
̅
12 13 13 11 b
0
, м
13,2 10,5 13,3 11,5
П
ох
ід н.
Вел ич.
600 480 630 725 t
0 0,215 0,264 0,234 0,24
γ
дв
0,175 0,182 0,197 0,169
К
пон.
0,345 0,221 0,246 0,302
∑
5000 4600 5200 5100

Зм.
Арк.
№ докум.
Підпис
Дата
Арк.
14
ВЛ7310.10.00.00.00 ПЗ
Під час проектування літака найважливішою задачею для конструкторів є зниження вартості виробництва. Під час вибору оптимальної конструктивної схеми деталі при однакових умовах головним показником встановлюється вар- тість її виготовлення. Конструктор повинен знати та орієнтуватися в вартості матеріалів та їх замінників, напівфабрикатах, з варіативністю вибору способу обробки для конкретного випадку. Безпоседньо необхідною складовою для ви- значення вартості виробництва є те, яка кількість одинакових виробів має буде виготовлена, адже чим більша кількість деталей, тим дешевше буде обоходи- тись кожна одиниця. На рис. 1.5. зображена залежність кількості виготовлених виробів до вартість за штуку. Цей закон виробництва обумовлюється тим, що при малій кількості виробів вартість оснащення, яке потрібне для виготовлення, буде розділятись на кожну виготовлену одиницю, і буде складати досить вели- ку частку вартості, а потім по мірі зростання числа виготовлених деталей вар- тість кожної одиниці буде зменшуватися.
Рис. 1.5. Залежність кількості виготовлених виробів до вартості за штуку.

Зм.
Арк.
№ докум.
Підпис
Дата
Арк.
15
ВЛ7310.10.00.00.00 ПЗ
Крива 1 описує використання більш вартісного та більш продуктивного обладнання та дає розуміння, що при малій кількості виготовлених одиниць збільшується їх вартість. Крива 2 характеризує використання менш дорожчого та менш продуктивного обладнання, але після збільшення кількості виготовле- них одиниць до певного моменту можна побачити, що більш продуктивне об- ладнання дає меншу вартість.
Вибір високих, в порівнянні з аналогами, геометричних параметрів та
ЛТХ впливає на ступінь відповідності проектуємого літака до свого класу. До геометричних параметрів відносять: видовження, стріловидність крила, розміри фюзеляжу, схема і параметри шасі. До льотно-технічних характеристик відно- сять: крейсерську швидкість, злітно-посадочні характеристики, висоту і даль- ність польоту.
Експлуатаційні вимоги також мають дуже важливе значення при проек- туванні. Певні експлуатаційні принципи наведені нижче:
- Під час відмови будь-якого агрегату або прибору не повинно призво- дити до катастрофи. Для виконання цього принципу в системах літака повинно бути дублювання важливих систем, аварійних та резервних пристроїв;
- Необхідність забезпечення положення деталей під час заміни та вста- новлення на літак тільки в одному правильному положенні;
- Проектування та розрахунок деталей потрібно проводити на максима- льні із можливих умов експлуатації такі як: знакозмінні перевантажен- ня, різкі зміни температури, вплив ваги та фізичних пошкоджень, не- достатність або відсутність змащення, відсутність огляду і т. д.;
- Під час проектування потрібно передбачати можливі дефекти та недо- ліки деталі на виробництві таких як: поява напруг від зварки, від ме- ханічної обробки, від перепаду температур, від прикладених наванта- жень, які діють на деталі;

Зм.
Арк.
№ докум.
Підпис
Дата
Арк.
16
ВЛ7310.10.00.00.00 ПЗ
- Розрахунок та проектування вузлів та агрегатів необхідно проводити так, щоб вони максимально об’єднували в собі та виконували кілька функцій, адже декілька окремих деталей, що виконують ті ж самі фун- кції будуть складнішими у виробництві та більшими за вагою, ніж од- на багатофункціональна деталь.
На ступінь технологічності літака впливають такі вагомі фактори:
- Необхідність в кваліфікованих працівниках будь-якої ланки ;
- Вартість виробництва;
- Темпи побудови та опановування маштабного виробництва.
Літак повинен експлуатуватися на бетонних злітно-посадкових смугах. По- винен вдало виконувати зліт і посадку в різних кліматичних умовах, адже стан злітно-посадкової смуги може бути кардинально різним. Літак повинен залиша- тися керованим при складних метеорологічних умовах, при обледенінні, при нештатних ситуаціях таких як: відмова одного або двох двигунів, відмова сис- теми і тд. Програма технічного обслуговування і ремонту літака повинна відпо- відати вимогам сучасних норм для відповідного класу літаків.
1.3. Вхідні дані
Під час розгляду аналогів сформовано основні характеристики до проек- туємого літака:
- V
крейс
– 850 км/год;
- m зліт
– 520000 кг;
- Н
крейс
– 11000 м;
- L
розрах
– 13000 км.
Висновки по розділу
В першому розділі було зібрано та проаналізовано статистичні дані по ана- логам проектуємого літака, визначено основні вимоги до літака. Сформовані критерії для ефективного проектування літака.

Зм.
Арк.
№ докум.
Підпис
Дата
Арк.
17
ВЛ7310.10.00.00.00 ПЗ
2. ВИБІР СХЕМИ ТА ВИЗНАЧЕННЯ ОСНОВНИХ ПАРАМЕТРІВ
ПЛАНЕРУ ЛІТАКА
2.1. Вибір схеми літака
Під час проектування потрібно чітко розуміти цільове призначення літака, тому що від цього будуть залежати загальна форма та конструкція.
Літак являє собою низькоплан, побудований за нормальною аеродинаміч- ною схемою з хвостовим оперенням типу однокільовий з нижнім розміщенням горизонтального оперення. Така схема є основною для далекомагістральних па- сажирських літаків. Нормальна схема забезпечує необхідне балансування і ке- рованість. Низькоплан широко використовують для пасажирських літаків.
До переваг низькоплану можна віднести :
- Кращий доступ для обслуговування двигунів, огляду та ремонту крила.
- Колія шасі більша, ніж у літаків з середнім та високим розташуванням крила так, як шасі кріпиться в крилі. Це покращує шляхову стійкість при посадці та зльоті.
До недоліків :
- Мала відстань між крилом, двигунами та смугою збільшується вірогід- ність пошкодження органів управління, частин двигуна від сторонніх предметів розміщених на смузі при зльоті та посадці.
Нормальна аеродинамічна схема має і переваги, і недоліки.
До перевагами відносять:
- Достатня оглядовість для екіпажу;
- Потік, що огинає крило, знаходиться незбуреному стані і це сприя- тливо діє на органи керування, що знаходяться на крилі;
- Така аеродинамічна схема дозволяє використовувати потужну ме- ханізацію крила;
- Розширений діапазон центровки, що для літаків такого класу є не- обхідністю.

Зм.
Арк.
№ докум.
Підпис
Дата
Арк.
18
ВЛ7310.10.00.00.00 ПЗ
До недоліки відносять:
- На певних кутах атаки горизонтальне та вертикальне оперення знаходитись в збурених потоках від консолей крила, що погано впливає оперення, а саме, знижуючи його ефективність;
- Нормальна аеродинамічна схема має відносно великий лобовий опір.
Крило стрілоподібне, побудоване за кесонною схемою, розташоване у нижній половині фюзеляжу. Всередині кесон поділений на герметичні баки- відсіки для палива. Розміщення палива в крилі дає важливі переваги такі як: розвантажує консолі крила під час польоту (зменшення згинального моменту за рахунок маси палива), збільшення корисного об’єму в фюзеляжі. Кесон складається з чотирьох лонжеронів. Стрілоподібне крило дозволить злегкіс- тю розвивати задану крейсерську швидкість (850 км/год). Під крилом вста- новлені чотири пілони для кріплення двигунів.
Фюзеляж літака типу напівмонокок. Силовий набір складається із шпан- гоутів, працюючої обшивки, балок.
Фюзеляж розбивається на чотири частини, а саме: Ф
1
– носова частина фюзеляжу, Ф
2
– силовий відсік від переднього лонжерону до кінця кабіни, Ф
3
– хвостова частина фюзеляжу. У фюзеляжі розміщується кабіна екіпажу, вантаж- на та пасажирська кабіни, різного роду обладнання та засоби і тд. Фюзеляж з’єднує та кріпить до себе основні агрегати (крило, хвостове оперення, шасі).
В носовій частині фюзеляжу знаходиться технічний відсік, який розташо- вується під підлогою кабіни екіпажу. Також ніша носової опори шасі розміщена під підлогою кабіни екіпажу. Антена РЛС та електротехнічне обладнання роз- ташоване під обтічником носової частини фюзеляжу. В кабіні екіпажу, паса- жирській та вантажній кабіні на протязі всього польоту підтримується норма- льна температура і тиск не менший тиску чим на висоті 2000 м, для цього фю- зеляж обладнаний системою наддуву.

Зм.
Арк.
№ докум.
Підпис
Дата
Арк.
19
ВЛ7310.10.00.00.00 ПЗ
Горизонтальне оперення складається з двох консолей. Консолі складаєть- ся з таких частин: носова частинаа, кесон, рулі висоти.
Кесон консолей утворений з трьох лонжеронів, верхньої та нижньої пане- лі, набору нервюр. Носова частина виконана із композитного матеріалу і напо- внювачів. Також носова частина обладнана системою протиобледеніння.
До кесону кріпиться кронштейн навіски рулів висоти і бустерів керуван- ня. З композитних матеріалів виготовлені рулі висоти.
Кіль складається з носової частини, кесону та рулів напряму. Вертикальне оперення також кесонного типу, утворене з трьох лонжеронів.
Кіль стикується з трьома шпангоутами фюзеляжу за допомогою гребінча- стого з’єднанння. В носовій частині кіля розміщені дві аварійні насоси з елект- роприводом для живлення бустерів керування при виході із ладу гідросистеми.
З композитних матеріалів виготовлені дві секції рулів напрямку.
Шасі літака виконано за багато-опорною схемою, так як така схема більш рівномірно розподіляє навантаження від літака. Чотири основні стійкі, кожна із них обладнана чотирьохколісними тележками. Носова поворотна стійка має спарені колеса. Прибирання носової та основних стійок приводиться гвинтовим механізмом. Колеса основних стійок обладнані дисковими гальмами з приво- дом від гідросистеми.
Вибір типу двигуна залежить від великої кількості характеристик. В су- часних далекомагістральних літаках використовують турбовентиляторні двигу- ни з великим ступенем двохконтурності.
На літаку, що проектується, вирішено використовувати чотири ТРДД, які розміщуються на чотирьох пілона під крилом. Таке розміщення двигунів має ряд переваг, тому що двигуни розвантажують консолі крила та виконують роль протифлотерного балансиру, зручніший доступ для огляду та обслуговування.
Також для того щоб виключити можливість зіткнення двигуна та поверхні ае- родрому необхідно збільшити поперечний кут V крила.

Зм.
Арк.
№ докум.
Підпис
Дата
Арк.
20
ВЛ7310.10.00.00.00 ПЗ
2.2. Визначення основних геометричних параметрів планеру.
2.2.1. Визначення геометричних параметрів крила.
Для визначення основних геометричних параметрів візьмемо початкові данні крила:
Питоме навантаження р
0
– 7000 кг/м
2
;
Видовження λ
кр
= 7;
Звуження η
кр
= 3,5;
Стріловидність крила χ = 30
о
Знаходимо площа крила:
(2.1) де
– злітна вага, кг;
– прискорення вільного падіння, м/с
2
Тоді площа крила:
(2.2)
Знаходимо розмах крила:
√
(2.3)
Знаходимо довжину кінцевої хорди:
(
)
(2.4)
Знаходимо довжину кореневої хорди:
(2.5)

Зм.
Арк.
№ докум.
Підпис
Дата
Арк.
21
ВЛ7310.10.00.00.00 ПЗ
2.2.2. Визначення геометричних параметрів фюзеляжу.
До основних параметрів фюзеляжу включають такі: довжину, діаметр, площу міделя; відносні величини: подовження фюзеляжу, подовження носової частини, подовження хвостової частини.
Для свого проектуємого літака я обираю круглий переріз, так як фюзеляж з круглою формою поперечного перерізу має найменший опір тертя, найкраще працює на кручення. Круглий переріз краще застосовується для герметичних частин фюзеляжу, які можуть навантажуватись надлишковим тиском. Такий переріз забезпечує найменшу масу конструкції, тому що нівелює появу вагомих згинальних напружень в фюзеляжі, що підкріплені шпангоутами.
Приймаємо діаметр міделя фюзеляжу
Площа міделя визначається:
(2.6)
Довжина фюзеляжу визначається:
(2.7)
Де видовження фюзеляжу λ
ф приймаємо рівним 12.
Знаходимо довжину носової частини фюзеляжу:
(2.8)
Знаходимо довжину хвостової частини фюзеляжу :
(2.9)
Значення λ
н.ч та λ
хв.ч
є стастичними даними аналогів.
Рис. 2.0. Розміри фюзеляжу.

Зм.
Арк.
№ докум.
Підпис
Дата
Арк.
22
ВЛ7310.10.00.00.00 ПЗ
2.2.3. Визначення геометричних параметрів оперення.
Для розрахунку площа горизонтального оперення приймається 15…30 % від площі крила.
Приймаємо такі початкові дані:
- Звуження
= 3;
- Видовження
= 5;
- Коефіцієнт плеча оперення
̅
За ефективність горизонтального оперення відповідає величина коефіціє- нта статичного моменту площі горизонтального оперення
̅
величина якого може бути в діапазоні 0,5 – 0,8. Якщо значення не входить в необхідний діапазон, потрібно збільшувати площу або плече горизонтального оперення для отримання задовільних характеристик поздовжньої стійкості.
Приймаємо коефіцієнт статичного моменту
̅
= 0,5.
Площа горизонтального оперення визначається:
̅
(2.10) де
̅
̅
̅
– відносна площа горизонтального оперення.
Розмах горизонтального оперення знаходиться:
√
(2.11)
Визначаємо значення кінцевої хорди:
(
)
(2.12)
Визначаємо значення кореневої хорда:
(2.13)
Для визначення геометричних параметрів руля висоти, його площа по- винна складати 30 – 40% площі горизонтального оперення, тоді приймемо що:

Зм.
Арк.
№ докум.
Підпис
Дата
Арк.
23
ВЛ7310.10.00.00.00 ПЗ
відносна площа руля висоти становить
̅
= 0,4.
Площа рулів висоти знаходиться:
(2.14)
Для розрахунку в першому наближенні площа вертикального оперення становить 8…12 % від площі крила.
Приймаємо такі початкові дані:
- Звуження
= 2;
- Видовження
= 3;
- Коефіцієнт плеча оперення
̅
Коефіцієнт статичного моменту площі вертикального оперення
̅
має бути в діапазоні 0,08 – 0,12.
Коефіцієнт статичного моменту
̅
= 0,09 для нашому випадку прийнят- ний.
Площа вертикального оперення знаходиться:
̅
(2.15)
Де відносна площа вертикального оперення становить
̅
̅
̅
Висота вертикального оперення:
√
(2.16)
Кінцева хорда:
(
)
(2.17)
Коренева хорда:
(2.18)

Зм.
Арк.
№ докум.
Підпис
Дата
Арк.
24
ВЛ7310.10.00.00.00 ПЗ
Для визначення геометричних параметрів руля напрямку, його площа по- винна складати 40…50% площі вертикального оперення, тоді приймемо:
Відносну площу руля напрямку складає
̅
= 0,4.
Площа руля напрямку знаходиться:
(2.19)
2.3. Визначення маси конструкції та агрегатів.
Для визначення злітної маси або маси конструкції, палива, обладнання застосовують формулу для першого наближення:
(2.20)
Для зменшення впливу значення на праву частину, потрібно розділити ліву та праву частину рівняння на
:
̅
̅
̅
̅
(2.21)
Зі статистичних данних приймають масу в першому наближенні.
Відносна маса конструкції літака враховується залежність маси крила, фюзеляжу, оперення, шасі, силової установки, обладнання від злітної маси.
Масу конструкції знаходиться:
̅
̅
̅
̅
̅
(2.22)
̅
– відносна маса конструкції;
̅
– відносна маса крила;
̅
– відносна маса фюзеляжу;
̅
– відносна маса оперення;
̅
– відносна маса шасі.

Зм.
Арк.
№ докум.
Підпис
Дата
Арк.
25
ВЛ7310.10.00.00.00 ПЗ
Відносна маса крила літака становить 30…40 % від злітної маси літака.
Знаходимо відносну масу крила:
̅̅̅̅̅
̅̅̅̅̅
√
(
̅̅̅)
/
(2.23) k
1
= 1, при ресурсі 30000 год.
↓
̅̅̅̅̅
̅̅̅̅
√ .
/
(2.24)
↓
̅̅̅̅̅
√
√
̅̅̅
/ (2.23)
↓
̅̅̅̅̅
√ .
̅̅̅
/
(2.24)
↓
̅̅̅̅̅
Відносна маса фюзеляжу складає 30…40 % від злітної маси літака.
Знаходимо відносну масу фюзеляжу:
̅̅̅̅
̅̅̅̅
(2.25)
↓
̅̅̅̅
Відносна маса оперення становить 1…3 % від злітної маси літака.
Знаходимо відносну масу оперення:
̅̅̅̅̅
̅̅̅̅̅
(
)
(2.26)
↓
̅̅̅̅̅
Відносна маса шасі становить 3…5 % від злітної маси літака.

Зм.
Арк.
№ докум.
Підпис
Дата
Арк.
26
ВЛ7310.10.00.00.00 ПЗ
Знаходимо відносну масу шасі:
̅̅̅̅̅
̅̅̅̅̅
̅̅̅̅̅̅̅
̅̅̅̅̅̅
(2.27)
↓
̅̅̅̅̅
В таблиці 2.1. показані вагові характеристики основних елементів конс- трукції:
Таблиця 2.1.
Вагові характеристики
Крило
0,101 52,52 т
Фюзеляж
0,109 56,68 т
Оперення
0,02 10,4 т
Шасі
0,04 20,8 т
Знаходимо масу силової установки:
Було вирішено,що літак буде комплектуватись чотирма двигунами Rolls-
Royce Trent 970. Маса одного двигуна складає 6,3 т, загальна маса силової уста- новки буде складати:
Знаходимо відносну масу обладнання управління:
̅̅̅̅̅̅̅̅̅ .
/ (
) (2.28)
↓
̅̅̅̅̅̅̅̅̅