МОСКОВСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ
ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ
ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ
Кафедра аэродинамики, конструкции и прочности
летательных аппаратов
Ефимов В.В., Москаленко Л.В.
КОНСТРУКЦИЯ
И ПРОЧНОСТЬ ЛА
ПОСОБИЕ
по выполнению курсового проекта Часть III для студентов IV курса специальности 160901 всех форм обучения Москва – 2009 2 Рецензент д-р техн. Наук, профессор Ципенко В.Г.
Ефимов В.В., Москаленко Л.В.
Конструкция и прочность ЛА: Пособие по выполнению курсового проекта. Часть III. Справочный материал к курсовому проекту. – М.: МГТУ ГА, 2009. 36 с.
Данное учебное пособие издается в соответствии с рабочей учебной программой дисциплины СД.08 «Конструкция и прочность ЛА» по Учебному плану специальности 160901 для студентов IV курса всех форм обучения, утвержденному в 2007 году.
Рассмотрено и одобрено на заседаниях кафедры 03.11.09г. и методического совета 03.11.09г.
СОДЕРЖАНИЕ
ВВЕДЕНИЕ1. ХАРАКТЕРИСТИКИ АЭРОДРОМОВ И САМОЛЕТОВ
2. ХАРАКТЕРИСТИКИ РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
3. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТОВ................ 4. КАТАЛОГ АВИАЦИОННЫХ КОЛЕС
5. СПРАВОЧНЫЕ МАТЕРИАЛЫ ПО КОМПОНОВКЕ САМОЛЕТА.......... 6. МЕЖДУНАРОДНАЯ СТАНДАРТНАЯ АТМОСФЕРА
СПИСОК ИСТОЧНИКОВ
ВВЕДЕНИЕ
Целью данной части пособия по выполнению курсового проекта по дисциплине «Конструкция и прочность летательных аппаратов» (КПЛА) является обеспечение студентов справочными материалами, необходимыми для работы над курсовым проектом.Справочные материалы составлены на основе нормативных документов, рекомендаций учебно-методической литературы, каталогов авиационной техники отечественного и иностранного производства. Следует учитывать, что некоторые требования нормативных документов могут с течением времени изменяться, поэтому при выполнении курсового проекта желательно отслеживать эти изменения.
Данная часть пособия по выполнению курсового проекта содержит классификацию самолетов и аэродромов, технические характеристики самолетов и двигателей, статистические данные по относительным массам основных частей самолета, аэродинамические характеристики некоторых наиболее распространенных схем самолетов, каталог авиаколес, справочные материалы по компоновке фюзеляжа, таблицу Международной стандартной атмосферы (МСА).
Необходимо особо отметить, что все представленные в данной части пособия технические характеристики могут быть использованы только в учебных целях.
1. ХАРАКТЕРИСТИКИ АЭРОДРОМОВ И САМОЛЕТОВ
В соответствии с Наставлением по производству полетов в гражданской авиации СССР (НПП ГА – 85), действующем до настоящего времени, самолеты классифицируются по максимальной взлетной массе (таблица 1.1) и по дальности полета (таблица 1.2).Таблица 1. Классификация самолетов по максимальной взлетной массе Максимальная взлетная масса m0, т Класс самолета 1 m 2 30 m < 3 10 m < 4 m < Таблица 1. Классификация самолетов по дальности полета № п/п Класс самолета Дальность полета с максимальной коммерческой нагрузкой L, км L < 1 Самолеты местных воздушных линий (МВЛ) 2 Ближние магистральные самолеты (БМС) 1000 L < 3 Средние магистральные самолеты (СМС) 2500 L < 4 Дальние магистральные самолеты (ДМС) L Таблица 1. Классификация аэродромов Класс аэродрома А Б В Г Д Е Длина взлетно-посадочной полосы 3200 2600 1800 1300 (ВПП), м Длина концевой полосы безопасности 400 400 200 200 100 (КПБ), м новную (условную) опору, тс колес, кгс/см № Тип Марка Количест- Дальность Крейсер- Максип/п самолета двигателя во двига- полета с ская ско- мальная Взлетно-посадочные и весовые характеристики самолетов Примечание: нд – нет данных.
Геометрические характеристики крыльев и фюзеляжей самолетов Примечание: нд – нет данных.
В таблице 1.7 представлены статистические данные по относительным массам основных частей самолетов и относительным массам топлива в зависимости от класса самолета в соответствии с классификацией самолетов по максимальной взлетной массе (таблица 1.1).
Относительные массы частей самолета и топлива Класс Относитель- Относитель- Относитель- Относительсамолета ная масса ная масса си- ная масса ная масса токонструкции ловой уста- оборудования плива На рис. 1.1 показана статистическая зависимость относительной массы служебной нагрузки и снаряжения mсл от взлетной массы самолета m0.
Рис. 1.1. Зависимость относительной массы служебной нагрузки
2. ХАРАКТЕРИСТИКИ РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
В данном разделе приведены характеристики некоторых турбореактивных двигателей (ТРД), которые могут быть использованы при курсовом проектировании.Параметры рабочего процесса реактивных двигателей п/п двигателя двухконтурно- ния давления в перед турбиной Характеристики реактивных двигателей Ниже на рис. 2.1...2.6 приведены высотно-скоростные характеристики ТРД в виде зависимостей относительных тяг P MH и относительных удельных часовых расходов топлива cуд. MH от числа M и высоты полета H. Данные зависимости не являются характеристиками каких-либо конкретных двигателей, но с достаточной для курсового проектирования степенью точности отражают влияние высоты и скорости полета на тягу и удельный расход топлива современных ТРД.
Напомним, что под относительной тягой для данного числа M и высоты полета H понимается:
где PMH – максимальная тяга двигателя при данных M и H полета;
P0 = P0 M = 0, H = 0 – стартовая тяга двигателя.
Для определения величины тяги, например, на крейсерском режиме полета нужно, зная величины Mкрейс и Hкрейс, снять с графика для данного двигателя значение относительной тяги P MH M крейс, H крейс, а затем, зная стартовую тягу двигателя, найти:
Напомним также, что под относительным удельным часовым расходом топлива понимается:
где с уд. MH – удельный часовой расход топлива при данных M и H полета;
с уд.0 = с уд.0 M = 0, H = 0 – удельный часовой расход топлива на взлетном режиме работы двигателя.
Абсолютная величина удельного часового расхода топлива на крейсерском режиме полета определяется по тому же принципу, что и тяга.
Для двигателей со степенью двухконтурности m < 0,5 и 1,5 < m нужно сначала получить значения P MH и c уд. MH для H = 0 с помощью графиков на рис. 2.3 и 2.4 соответственно, затем скорректировать графики на рис. 2.1 и 2.2. Только после этого можно будет определить необходимые значения относительной тяги P MH и относительного удельного часового расхода топлива c уд. MH на заданной высоте H и при заданном числе M.
Рис. 2.1. Зависимость относительной тяги (для ТРД со степенью двухконтурности m = 0,5...1,5) от числа M и высоты полета H Рис. 2.2. Зависимость относительного удельного часового расхода топлива (для ТРД со степенью двухконтурности m = 0,5...1,5) от числа M и высоты Рис. 2.3. Зависимость относительной тяги (для ТРД со степенью двухконтурности m < 0,5 и 1,5 < m 4) от числа M и степени двухконтурности m на высоте H = Рис. 2.4. Зависимость относительного удельного расхода топлива (для ТРД со степенью двухконтурности m < 0,5 и 1,5 < m 4) от числа M и степени двухконтурности m на высоте H = Рис. 2.5. Зависимость относительной тяги (для ТРД со степенью двухконтурности m = 4...6) от числа M и высоты полета H Рис. 2.6. Зависимость относительного удельного часового расхода топлива (для ТРД со степенью двухконтурности m = 4...6) от числа M и высоты
3. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
САМОЛЕТОВ
В данном разделе представлены зависимости cya = f() и поляры самолетов наиболее распространенных схем в соответствии с классификацией, представленной в таблице 1.1. Они могут быть использованы при курсовом проектировании для оценки аэродинамических характеристик проектируемого самолета.При корректировке зависимостей cya = f() для взлетной и посадочной конфигураций самолета следует иметь в виду, что приращение коэффициента подъемной силы при выпуске механизации зависит от большого числа факторов (тип и размах механизации, угол отклонения закрылков, стреловидность крыла, сужение крыла, удлинение крыла относительная толщина профиля c и др.). Однако при курсовом проектировании можно руководствоваться следующими количественными рекомендациями.
Приращение максимального коэффициента подъемной силы для прямого крыла при выпуске механизации на взлете и посадке в зависимости от типа закрылка можно принять:
— для простого поворотного щелевого закрылка cya.мех = 0,8...1,0;
— для выдвижного однощелевого закрылка cya.мех = 1,4...1,5;
— для выдвижных многощелевых закрылков cya.мех = 1,6...1,8.
Если крыло стреловидное, то максимальный коэффициент подъемной силы крыла с выпущенной механизацией необходимо скорректировать в соответствии с рис. 3.1.
Приращение коэффициента силы лобового сопротивления из-за выпуска шасси может быть принято cxa.шасси = 0,012...0,015. Влиянием выпуска шасси на коэффициент подъемной силы можно пренебречь.
На рис. 3.2...3.9 приведены зависимости cya = f() и поляры самолетов для различных полетных конфигураций. Цифрами на данных рисунках отмечены кривые для следующих конфигураций:
1 – крейсерская (механизация убрана, шасси убрано);
2 – взлетная (механизация выпущена во взлетное положение, шасси выпущено);
3 – посадочная (механизация выпущена в посадочное положение, шасси выпущено).
Рис. 3.1. Влияние угла стреловидности крыла на относительную величину 1 – простой закрылок;2 – выдвижной закрылок Рис. 3.2. Зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки для самолета 1-го класса с четырьмя ТРД и следующими геометрическими характеристиками:
Рис. 3.3. Поляры самолета 1-го класса с четырьмя ТРД и геометрическими характеристиками, приведенными в подписи к рис. 3. Рис. 3.4. Зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки для самолета 2-го класса с двумя ТРД и следующими геометрическими характеристиками:
Рис. 3.5 Поляры самолета 2-го класса с двумя ТРД и геометрическими характеристиками, приведенными в подписи к рис. 3. Рис. 3.6. Зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки для самолета 3-го класса с двумя ТРД и следующими геометрическими характеристиками:
Рис. 3.7. Поляры самолета 3-го класса с двумя ТРД и геометрическими характеристиками, приведенными в подписи к рис. 3. Рис. 3.8. Зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки для самолета 4-го класса с двумя ТРД и следующими геометрическими характеристиками:
Рис. 3.9. Поляры самолета 4-го класса с двумя ТРД и геометрическими характеристиками, приведенными в подписи к рис. 3.
4. КАТАЛОГ АВИАЦИОННЫХ КОЛЕС
Каталог авиационных колес содержит основные характеристики нетормозных и тормозных колес с пневматиками (шинами) низкого давления (баллонными, полубаллонными) и пневматиками высокого давления. Колеса с пневматиками низкого давления применяются на самолетах, эксплуатирующихся с грунтовых ВПП. Колеса с пневматиками высокого давления применяются на самолетах, эксплуатирующихся с бетонных ВПП.Характеристики авиационных колес с баллонными Размеры Максимальная Давление в Максимально Максимально колеса стояночная пневматике, допустимая допустимая ширина), 250110А 310135А 370160А 180А 60А 8400А 9500А Характеристики авиационных колес с полубаллонными Размеры Максимальная Давление в Максимально Максимально колеса стояночная пневматике, допустимая допустимая ширина), Характеристики авиационных колес с пневматиками Размеры Максимальная Давление в Максимально Максимально колеса стояночная пневматике, допустимая допустимая ширина), 520125В 570140В 600155В 6600В 8000В 8800В 9500В 100080В 520В 600В 6000В 8000В 800В 8800В 930В 9500В 100080В 10500В 11000В 11400В 1150В 12600В 13500В 15000В 17000В 17000В
5. СПРАВОЧНЫЕ МАТЕРИАЛЫ ПО КОМПОНОВКЕ
САМОЛЕТА
В настоящее время в практике авиационных пассажирских перевозок используется три класса пассажирских кабин (салонов): первый (или бизнескласс), туристский и экономический. Эти классы различаются комфортом в части размещения пассажиров и условиями их обслуживания. Соответственно в первом классе ширина пассажирских кресел и шаг рядов кресел (расстояние между рядами) больше, чем в двух других классах, пассажиры чаще получают питание и т.п.Основные размеры кресел в зависимости от класса салона должны быть не менее, чем показанные на рис. 5.1 и в таблице 5.1.
Дополнительно следует иметь в виду, что в салонах первого класса устанавливают только блоки из двух кресел, в салонах туристского и экономического классов устанавливают блоки из двух или из трех кресел.
Расстояние между рядами кресел (шаг кресел) выбирается в зависимости от класса салона:
— первый – 980...1080 мм;
— туристский – 840...870 мм;
— экономический – 780...810 мм.
Компоновка пассажирской кабины должна удовлетворять требованию обеспечения величины удельного объема кабины, приходящегося на одного пассажира ф, который должен иметь значения, не менее указанных в таблице 5.2.
Рис. 5.1. Основные размеры пассажирских кресел Наименование и обозначение подлокотниками) bк, мм Угол отклонения спинки, град Минимальные значения удельного объема пассажирской кабины, Диаметр фюзеляжа На компоновку пассажирской кабины большое влияние оказывает размещение аварийно-спасательных средств, которые в первую очередь должны обеспечить своевременную аварийную эвакуацию пассажиров. Выполнение этого требования главным образом зависит от соответствующего количества аварийных выходов, их параметров и обеспечения проходов к ним.
В Авиационных правилах (Часть 25. Нормы летной годности самолетов транспортной категории) имеются соответствующие требования, касающиеся устройства аварийных выходов. Наиболее важные из них с точки зрения компоновки пассажирской кабины и самолета в целом приведены ниже.
На самолетах применяются следующие типы аварийных выходов:
1) Тип I. Выход этого типа является выходом, расположенным на уровне пола, с прямоугольным проемом шириной не менее 610 мм и высотой не менее 1220 мм с радиусами закругления углов не более 1/3 ширины проема;
2) Тип II. Выход этого типа имеет прямоугольный проем шириной не менее 510 мм и высотой не менее 1120 мм с радиусами закругления углов не более 1/3 ширины проема. Выходы типа II должны располагаться на уровне пола, если только они не находятся над крылом. В последнем случае они могут иметь порог внутри самолета высотой не более 250 мм, а снаружи самолета — не более 430 мм;
3) Тип III. Выход этого типа имеет прямоугольный проем шириной не менее 510 мм и высотой не менее 915 мм с радиусами закругления углов не более 1/3 ширины проема и высотой порога внутри самолета не более мм. Если выход находится над крылом, высота порога снаружи самолета не должна превышать 685 мм.
4) Тип IV. Выход этого типа имеет прямоугольный проем шириной не менее 485 мм и высотой не менее 660 мм с радиусами закругления углов не более 1/3 ширины выхода. Выход типа IV должен располагаться над крылом и иметь высоту порога внутри самолета не более 735 мм и снаружи самолета не более 915 мм;
5) Подфюзеляжный выход. Выход этого типа является выходом из пассажирской кабины через герметичную перегородку и обшивку нижней части фюзеляжа. Размеры и физическая конфигурация выхода этого типа должны обеспечивать, как минимум, такую же скорость покидания, как и выход типа I (при нахождении самолета на земле в нормальном положении с выпущенным шасси);
6) Выход в хвостовой части фюзеляжа. Выход этого типа является задним выходом из пассажирской кабины через герметичную перегородку и открываемый конус фюзеляжа за герметичной перегородкой. Средства открытия хвостового конуса должны быть простыми и очевидными для использования и должны требовать одного действия;
7) Тип А. Выход этого типа является выходом на уровне пола с прямоугольным проемом шириной не менее 1070 мм и высотой не менее 1830 мм с радиусами закругления углов не более 1/6 ширины выхода.
Минимальное количество и типы аварийных выходов при количестве пассажирских мест от 1 до 179 определяются в соответствии с таблицей 5.3.
При количестве пассажирских мест более 179 требуются дополнительные аварийные выходы в соответствии с таблицей 5.4.
Минимальное количество и типы аварийных выходов Количество пассажирских борту фюзеляжа при количестве пассажирских мест более Дополнительные аварийные выходы Допустимое увеличение количества При количестве пассажирских мест более 299 каждый аварийный выход на борту фюзеляжа должен быть выходом типа А или I. На каждую пару выходов типа А разрешается иметь 110 пассажирских мест, а на каждую пару выходов типа I — 45 мест.
Должны быть предусмотрены аварийные выходы при аварийном приводнении в соответствии со следующими требованиями:
1) на самолетах с количеством пассажирских мест 9 или менее — один выход на каждом борту самолета выше ватерлинии, соответствующий по размерам, как минимум, выходу типа IV;
2) на самолетах с количеством пассажирских мест 10 или более — один выход на каждом борту самолета выше ватерлинии, соответствующий по размерам, как минимум, выходу типа III, на каждый блок (или часть блока) из 35 пассажирских мест — не менее двух таких выходов в пассажирской кабине (по одному на каждом борту самолета).
Если нецелесообразно располагать бортовые выходы выше ватерлинии, то они должны быть заменены равным количеством легкодоступных верхних люков размерами не менее размеров выхода типа III, кроме самолетов с количеством пассажирских мест 35 или менее, на которых два требуемых бортовых выхода типа III могут быть заменены одним верхним люком.
На самолетах, на которых расположение аварийных выходов для пассажиров относительно зоны размещения летного экипажа не обеспечивает удобные и легкодоступные средства для эвакуации экипажа, и на всех самолетах с количеством пассажирских мест более 20 аварийные выходы для летного экипажа должны быть расположены в зоне размещения летного экипажа. Такие выходы должны быть достаточных размеров и располагаться так, чтобы обеспечивалась быстрая эвакуация экипажа. На каждом борту самолета должно быть предусмотрено по одному выходу или должен быть предусмотрен верхний люк. Каждый выход должен представлять собой беспрепятственный прямоугольный проем размерами не менее 485 510 мм.
Каждый аварийный выход должен быть доступен для пассажиров и расположен там, где он будет служить эффективным средством эвакуации.
Распределение аварийных выходов должно быть по возможности равномерным, учитывая размещение пассажиров, однако не требуется, чтобы размеры и расположение выходов на обоих бортах кабины были симметричными.
Если требуется только один выход на уровне пола на каждом борту фюзеляжа и самолет не имеет аварийного выхода в хвостовой части фюзеляжа или подфюзеляжного аварийного выхода, то выход на уровне пола должен быть в задней части пассажирской кабины, если только другое расположение не послужит более эффективным средством эвакуации пассажиров.
Если на каждом борту требуется более одного выхода на уровне пола, то около каждого конца кабины должно быть расположено, по крайней мере, по одному выходу на уровне пола с каждого борта фюзеляжа.
Если не предусмотрено два или более основных продольных проходов, то каждый аварийный выход должен быть расположен так, чтобы пассажиры перемещались к этому выходу как спереди, так и сзади. Если предусмотрено два или более основных продольных проходов, то должны быть беспрепятственные поперечные проходы шириной не менее 510 мм между основными продольными проходами.
Если для подхода к любому аварийному выходу с любого кресла в пассажирской кабине необходимо пройти через проход между пассажирскими салонами, то этот проход должен быть беспрепятственным. Однако могут быть использованы шторы, если они допускают свободное движение по проходу.
В любых перегородках между пассажирскими салонами не может быть установлена дверь.
Если для подхода к любому требуемому аварийному выходу с любого пассажирского кресла необходимо пройти через дверь, отделяющую пассажирскую кабину от других зон, то дверь должна иметь средства для ее фиксации в открытом положении.
Ширина продольного прохода в любом его месте должна быть не менее указанной в таблице 5.5.
Количество пассажирских На самолетах, имеющих только один продольный проход в пассажирской кабине, следует размещать не более трех кресел с каждой стороны прохода.
Для размещения багажа пассажиров и груза на самолете должны быть предусмотрены багажно-грузовые помещения. Перевозка багажа и грузов может осуществляться с использование контейнеров. Типоразмеры контейнеров представлены на рис. 5.2, 5.3 и в таблице 5.6.
Рис. 5.3. Контейнеры типа АБК-0,725 и АБК-0, Для обеспечения питанием пассажиров в полете предусматриваются обычно одна или две кухни. Одна кухня делается в самолете в том случае, если пассажирская кабина не делится на салоны и число пассажиров не превышает 100 человек. Если в пассажирской кабине имеются салоны, то независимо от числа пассажиров в самолете должны быть две кухни, общий объем которых Wкух (0,12...0,14)nпас, [м3], где nпас – число пассажирских мест.
Суммарная площадь пола кухонь Sкух (0,05...0,1)nпас, где коэффициент 0, относится к туристскому и экономическому салонам, а 0,1 – к салону первого класса.
«