• Название:

    Методичка КП 2016 распеч


  • Размер: 1.72 Мб
  • Формат: PDF
  • или
  • Сообщить о нарушении / Abuse

Установите безопасный браузер



  • Автор: Vitalik

Предпросмотр документа

МІНІСТЕРСТВО ОСВІТИ І НАУКИ УКРАЇНИ
ВСП НАУ
СЛОВ’ЯНСЬКИЙ КОЛЕДЖ
НАЦІОНАЛЬНОГО АВІАЦІЙНОГО УНІВЕРСИТЕТУ
Циклова комісія К і ТОПС
ЗАТВЕРДЖУЮ:
Заступник начальника ВСП НАУ
СК НАУ з навчальної роботи
_______________ Т.К. Лисак
"____" ____________ 201__р.

Конструкція і технічне обслуговування повітряних суден
Методичні вказівки
щодо виконання курсового проекту
спеціальність 5.07010301
«Технічне обслуговування повітряних суден і двигунів»

Обговорено та схвалено на
засіданні ц/к К і ТОПС
та рекомендовано до затвердження
протокол № ____
від «
» _____ 201__р.
Голова ц/к К і ТОПС
___________В.Р. Ануфрієв
Склав: викладач другої
кваліфікаційної категорії
_____________ А.В. Рєзнік

Слов’янськ 201_

1

Викладач: А.В. Рєзнік
Рецензент:
О.І. Бутовський – викладач вищої кваліфікаційної категорії, заступник
начальника ВСП НАУ Слов’янський коледж НАУ з навчально – виробничої
роботи
Затверджено на засіданні методично – наукової ради циклової комісії
«Конструкція і технічне обслуговування повітряних суден» ВСП НАУ
Слов’янський коледж Національного авіаційного університету
(протокол №___
від _________________).
Конструкція і технічне обслуговування повітряних суден: методичні
вказівки для виконання курсового проектування / Уклад. : А.В. Рєзнік. –
Слов’янськ : ВСП НАУ СКНАУ, 201__. - 48с

Методичні вказівки для виконання курсового проектування складаються з
розрахунково-пояснювальної записки, графічних робіт, містять мету, задачі і
загальні вимоги до курсового проекту та його оформлення. Призначені для
студентів спеціальності 5.07010301 «Технічне обслуговування повітряних суден
і двигунів»

2

ЗМІСТ
Стор.

Загальні методичні вказівки

4

Частина 1. Розрахунок параметрів літака

6

Частина 2. Розрахунку систем

20

Завдання, щодо першої частини курсового проектування

32

Завдання, щодо другої частини курсового проектування

33

Таблиця статичних коефіцієнтів

40

Додаток 1

41

Додаток 2

42

Додаток 3

43

Додаток 4

44

Список літератури

48

3

Загальні методичні положення
Курсовий проект з дисципліни «Конструкція і технічне обслуговування
повітряних суден».
Виконання курсового проекту переслідує такі цілі:
- узагальнення, розширення і закріплення знань отриманих при вивченні
профілюючих дисциплін;
- прищеплення курсантам навичок самостійної роботи з розрахунку систем ВС
і виконання реальних курсових проектів (стендів, моделей, літальних апаратів);
Курсове проектування є самостійною роботою для курсанта й дає можливість
визначити ступінь його професійної підготовки.
Методична розробка призначена для надання допомоги курсантам при
виконанні курсового проекту, який охоплює певне коло питань попереднього
проектування ВС, аналізу систем ВС і проведення розрахунків агрегатів.
Проект складається з розрахунково-пояснювальної записки, графічних робіт.
Розрахунково-пояснювальна записка включає:
- ескізний проект літака;
- проектування системи (агрегату вузла);
- опис системи та її агрегатів;
- технічне обслуговування системи;
Розрахунково-пояснювальна записка включає в себе ескізи, схеми, виконані на
міліметрівці і розміщені безпосередньо в розділі, для якого вони виконуються.
Обсяг розрахунково-пояснювальної записки не повинен перевищувати 15-20
аркушів рукописного тексту.
Графічна частина проекту виконується на аркушах А-3.
Розрахунково-пояснювальна

записка

і

графічні

роботи

виконуються

відповідно до ДСТУ 3008-95. Ескізи і креслення виконуються в масштабі 1:10,
1:15, 1:20, 1:25, 1:40, 1:50, 1:75, 1: 100, 1: 200 ГОСТ 2.302-68.
Кожна сторінка розрахунково-пояснювальної записки має поля без рамки.
Розміри полів:
- Зверху, знизу, зліва - не менше 20 мм.
4

- Праворуч - не менше 10 мм.
Нумерація сторінок - враховуючи титульну сторінку. Номер сторінки
вказується в правому верхньому кутку арабською цифрою.
Тема курсового проекту заповнюється курсантом на титульному аркуші, тут
же записується номер навчальної групи, прізвище та ініціали курсанта і керівника.
Зміст (стор.2) повинен мати вказівку номера сторінок пояснювальної записки.
Завдання на курсовий проект (стор.3) заповнюється курсантом.
Матеріали

в

розрахунково-пояснювальній

записці

рекомендується

розташовувати далі в такому порядку:
 Введення, в якому коротко викладається потреба в проектованому об'єкті;
 Ескізне проектування літака;
 Проектування і конструкція частин літака (систем);
 Список літератури.

5

1. Курсове проектування. Частина 1. Розрахунок параметрів літака.
1.1. Визначення основних параметрів літака
1. Підбір двигуна
Маючи значення енергоозброєності літака
«  0 » -( для ТГД)
«  0 » - (для ТРД)
і польотну масу знаходимо потужність і тягу двигуна у землі за формулами:

N 0  m0   0 (л.с.) – для ТГД

1к.с. = 0,73549875 кВт

З метою підвищення надійності літака доцільно потрібну потужність (тягу)
розосередити на 2-4 двигуна.
1.2. Визначення основних геометричних параметрів літака.
а) Крило
Площа крила
Приймаємо з статистики питоме навантаження на крило «Р0», скориставшись
масою літака, визначимо площу крила. (кгс) – для ТРД
S 

m0
(м2)
p0

Розмах крила
Знаючи з статистики подовження крила «  » знаходимо розмах крила:



  S (м)

Коренева і кінцева хорда крила, звуження «  » знайдемо з статистики й
визначимо:

в0 

2S
(м)
(  1)

вK 

2S
(м)
(  1)

Коренева і кінцева товщина профілю крила.
Знаючи з статистики відносну товщину профілю « »
Со = 0,01* *во - (коренева)
Товщина крила зменшується до кінця крила і за статистикою
СК  0,6*С0 (м)
6

Кут стрілоподібності крила
Швидкісні дозвукові літаки (в тому числі пасажирські лайнери) за
статистикою мають пряму стрілоподібність від 200 до 350 (ТУ-95 стрілоподібність
350 по лінії 1/4 хорд). Надзвукові від 200 до 700 та більше (МИГ-25,
стрілоподібність по передній кромці 410, МИГ-23, максимальна стрілоподібність
по передній кромці 720).

Углы прямой стреловидности:
1 - по передней кромке, 2 - по линии 1/4 хорд.

За статистикою для сучасних літаків застосовуються такі кути
Літаки з ТРД:
БМС

- X = 0-10°

СМС

- X = 30-40°

ДМС

- X = 35-50°

Літаки з ТГД
Пасажирський і транспортний - Х = (0-10°)
Елерони
Площа елеронів визначається в залежності від площі крила:
SЭ = (0,06...0,1)Sкр (м2)
Більше значення коефіцієнта відповідає більш важким літакам.
Розмах елеронів становить:
lЭ= (0,3...0,4)  (М) 1 - довжина напівкрила.

7

Хорда елерона дорівнює:

в Э  (0,2...0,25)в (м)

в – кінцева хорда

Механізація
Протяжність механізації за розмахом обумовлюється протяжністю тієї
частини задньої кромки крила, яка не зайнята елеронами:

 мех  (0,6...0,7) (м)
вмех = (0,2...03)*в (м)

l - довжина напівкрила
в – графічно знайдена хорда

Найчастіше предкрилки розміщуються перед елеронами і їх хорда становить:
впредкр..= (0,1…0,15) в (м)

в – графічно знайдена хорда

Таким чином, маємо всі розміри, за якими можна в масштабі побудувати
проекції крила в плані. (Рис. I)
Визначимо величину середньої аеродинамічної хорди: (САХ)
вА 

4  (  1)  1 S


3  (  1) 2  

ZA 

або


1
(1 
)
6
 1

або

вА 

в в
2
(в 0  в К  о К )
3
во  в К

ZA 

в о  2в К 
 ;
во  в К 6

Х А  Z A tgx

Оперення.
Розміри оперення також як і крила, визначаються по величинам, узятим з
статистики. Площа оперення.
Необхідні площі горизонтального і вертикального оперення визначаються за
формулами:
S ГО 

АГО  b ГО
 S КР
L ГО

(м2)

S во 

Аво  
 S KP (м2)
Lво

Відстань від 0,25 САХ оперення до центру мас літака відповідає:
L ГО  L ГО  (1...2)в А

для легких маневрених літаків

L ГО  L ВО  (2...3,5)в А

для тяжких маневрених літаків

Коефіцієнт статичного моменту горизонтального оперення з статистики
визначається, для вертикального оперення – приймається
Аво = (0,15...0,2) Аго - для легких літаків
Аво = (0,08...0,1) Аго – для тяжких літаків
8

Примітка: Площа горизонтального оперення, а також площу, крила береться з
урахуванням фюзеляжної частини, яка визначається за положенням основних
обводів горизонтального оперення і крила в плані, а площа вертикального
оперення береться до верхнього обода фюзеляжу.
Розмах оперення.

 во  во S во (м)

 го   го S го (м)
ТРД -  го = 3...4,5 – з подовженням крила  >4,5.

ТРД -  го = 2...3 – для швидкісних літаків з малим подовженням крила  <4,5.
ТГД -  го = 4...5,5.

Коренева і кінцева хорда оперення.

во

го



2S го го
( го  1) го ;

в кго 

во

во

го

во



2 S во во
( во  1) во

в кго 

 го

ТРД -  го  2...3

во

го

 го

ТГД -  го  2...3

Коренева товщина оперення.
го

СО  0,01  С го  вО

го

(м)

во

во

СО  0,01  Сво во (м) C

го
O

 Со

го

 (3...8)%

Кут стрілоподібності оперення.
Стрілоподібнiсті оперення приймається рівною, а іноді дещо більшою
стрілоподібності крила, тому що наслідком хвильової кризи на оперенні, крім
збільшення опору, є погіршення керованості літака.

Хво>Xго>X
9

Практична стрілоподібнiсті оперення зазвичай перевищує стріловидність
крила на 3-50 градусів.
Рулі.
Площа рулів визначається виходячи зі статистичних даних, може бути в межах
для деяких літаків:
S рв  (0,3...0,4) S го (м2)

S рн  (0,35...0,45) S во (м2)

Для швидкісних літаків:
S рв  (0,2...0,3) S го (м2)

S рн  (0,2...0,3) S во (м2)

Хорди рулів визначаються зі статистики і складають:
вр= (0,35...0,45) воп (м)

воп – оперення для в0 и вк

За наявними розмірами в масштабі будуємо оперення (Рис.2).
Визначаємо величину середньої аеродинамічної хорди:
го

вА 

вО

го

 вК
2

го

го

(м)

вА

го

в  вК
 О
2

го

(м)

Фюзеляж.
Вибір форми та розмірів фюзеляжу при проектуванні літака диктується
експлуатаційними міркуваннями.
Пасажирський і транспортний:
1 БМС

d ф  2,3...2,6 (м)

2 СМС

d ф  2,8...3,65 (м)

3 ДМС

d ф  3,2...4 (м)

Визначивши з цих умов величину dф., тобто діаметр кола, рівного за площею
міделевого перетину, і взявши з статистики Ф отримаємо: Ф = Ф dф (м)
Шасі
Найкраща схема шасі для літаків є трьохопорне шасі з носовим колесом, яке
надалі вирішує питання безпеки експлуатації та комфорту пасажирів. При
проектуванні шасі визначають геометричні його параметри.
Вибір параметрів шасі зручно проводити в наступному порядку.

10

База шасі.
База шасі вибирається з умови забезпечення хороших експлуатаційних
якостей літака при маневруванні по аеродрому. Якщо база мала, то при рулінні
літак може випробувати значне розгойдування у вертикальній площині, збільшення
бази конструктивно важко здійснити тому це вимагає подовження носової частини
фюзеляжу і зміщення головної опори шасі назад. При проектуванні сучасних
літаків зазвичай приймають:

в ш  (0,3...0,4) ф

(м)

Колія шасі.
Колія шасі забезпечує стійкість руху літака по аеродрому під час розбігу і
пробігу, а так само під час руління. В сучасних літаків колія шасі зазвичай
становить:
 ш  (0,15...0,35) (м)

А для літаків з невеликим подовженням крила  <4,5 колія приймається
рівною

 ш  0,5 (м)
Слід мати на увазі, що мала колія погіршує стійкість літака при рулінні.
Найбільша колія визначається шириною руліжних доріжок і не повинна
перевищувати 12 м.
Винесення головних коліс.
Якщо величина виносу коліс відносно центру мас літака встановлена надто
велика, то при розгоні буде затяжкий відрив передньої ноги шасі (для отримання
максимального злітного кута). Однак при занадто малому винесенні головних
колій, можливо, перевалювання літака на хвіст, тому що при посадці проекція
центру мас літака на ВВП може зайти за точку опори.
Для сучасних літаків:
e  (0,06...0,12) ш (м)

11

Висота шасі.
Відстань від поверхні аеродрому до центру мас літака повинна бути такаю, що
б мінімальна відстань від землі до конструкції (фюзеляжу, лопаті гвинта) до кінця
крила при посадці з креном (3º - 4º) при повному стисненні пневматиків і
амортизаторів була не більше 200-250 мм. За наявними в масштабі будуємо схему
шасі (Рис.3).
Масовий розрахунок літака.
Завданням масового розрахунку є визначення маси навантаження, конструкції,
силової установки, устаткування. Знання маси окремих агрегатів, вантажів і т.п.
складових злітну масу літака, необхідно для знаходження і установки його
польотної маси:
m0 = mт +mк+ mсу + mОб.
Теоретичне визначення маси являє собою значні труднощі, тому краще
користуватися статичними коефіцієнтами. Необхідно підібрати:
+

+

+

=1

Вага конструкції.
Вага конструкції складається з маси окремих агрегатів: крила, шасі та
управління.
mк = mо*

(КГС).

Наближена вага кожного агрегату визначається також по статичним даними за
допомогою коефіцієнтів.
Наводимо середні чисельні значення коефіцієнтів відносної ваги агрегатів:
Крило

=0,11.. .0,13

Фюзеляж

=0,07.. .0,12

Шасі

=0,04...0,06

Оперення

=0,02...0,025

Управління

=0,015...0,02

Примітка: для того щоб витримати отриману вагу конструкції необхідно
підібрати такі статистичні коефіцієнти агрегатів, щоб їх сума дорівнювала тобто:
m кр  mф  mш  mоп  m упр  m к
12

Вага силової установки.
У вагу силової установки входить маса двигунів, гвинтів, радіаторів, баків,
гондол, трубопроводів. Маса силової установки може бути визначена за
допомогою статистичних коефіцієнтів: m су= m0 · m су (кг).
Вага обладнання.
В масу обладнання входить електор орадіо, навігаційне обладнання,
пасажирське, пілотське обладнання і т.п.

mоб  m0 m об (кг).

Вага повного навантаження.
В повне навантаження входить: комерційне навантаження, паливо, екіпаж,
службове навантаження:

m пн  1  m к  mсу  mоб

mпн  m0 mпн (кг)
Центрування літака.
Матеріали масового розрахунку і розрахунку центрування літака є вихідними
даними для багатьох подальших розрахунків при проектуванні літака. Від ступеня
точності виконання масового розрахунку центрування залежить точність майже
всіх наступних розрахунків, в тому числі й визначення основних льотно-технічних
характеристик стійкості літака.
Точне положення центру мас літака має винятково велике значення.
Допустимий діапазон зміни центру мас літака в польоті дуже невеликий і не
перевищує 8-10% від середньої аеродинамічної хорди крила.
Відомо, що при переміщенні центру мас літака вперед стійкість літака
збільшується, але одночасно ускладнюється зліт і посадка літака, при переміщенні
центру мас назад, стійкість погіршується і при переході через доступну задану
межу літак стає нестійким. На підставі масового розрахунку отримуємо масу всіх
агрегатів конструкції силової установки, устаткування, навантаження. Тепер можна
перейти до визначення положення центру мас літака.
Чорнове центрувальне креслення літака (вид збоку) виконують в масштабі від
1:10 до 1: 100 залежно від розмірів літака. На чорнове центрувальне креслення
13

наносять точки, відповідні центрам мас окремих агрегатів, при цьому дрібні маси
обладнання, силової установки групуються за місцем розташування на літаку і
замінюються одним вантажем.
Нанесення положення в центр мас окремих складових мас літака робиться
приблизно, так як при цьому мають місце похибки не роблять істотного впливу на
стан центра мас.
Вибираємо прямокутну систему координатних осей х і у, і складаємо масову
відомість. Вісь У проводимо так, що б вона стосувалася носової частини літака
(Рис.4). Так як розташування центру мас літака по його висоті незначно впливає на
стійкість, то масову відомість виносимо лише координати Хф, взятої з креслення.
Для розрахунку приблизно можна взяти:
 аб  0,1 ф ;  к  0,6 ф ;  натр  0,5 ф ;

 су  0,4 ф - якщо двигуни на крилі;
Хсу ≈ 0,8  ф - якщо двигун в хвостовій частині фюзеляжу;


Найменування вантажу

m гр

(кг)
1.
2.
3.
4.

При зльоті
m гр Хгр
Хгр
(м)
(кгм)

Конструкція
Силова установка
Устаткування
Навантаження

m гр

-

m гр  гр

При посадці

m гр

m гр Хгр

(кг)

(кгм)

m гр

m гр  гр

Розташування центру мас літака визначається за формулою:

 ум 

тгр  гр
тгр

(м)

Розташування центру мас визначення для різних варіантів завантаження при
повному навантаженні і при витраченому (скинутий вантаж, витрачено паливо і
т.д.)