Дипломный проект - Проектирование пассажирского самолета региональных местных воздушных линий

Содержание

1.Предварительные изыскания

2.Выбор схемы самолёта и типа двигателей

3.Расчёт взлётной массы и выбор основных параметров самолёта

4.Определение основных лётно-технических характеристик самолёта

5.Компоновка самолёта

6.Определение характеристик манёвренности, продольной устойчивости и управляемости

7.Разработка конструкции агрегата

8.Научно-Исследовательский раздел (НИР)

9.Технологический раздел

10.Организационно-Экономический раздел

11.Охрана труда и окружающей среды

12.Анализ результатов проектирования

Список используемой литературы

Перечень чертежей

Конструктивно-силовая компоновка

5.3.1. Фюзеляж.

Конструкция фюзеляжа - полумонокок, состоит из трех основных секций: носовой, средней и хвостовой.

Кабина экипажа, пассажирская кабина располагаются в герметизированной части фюзеляжа.

В передней части фюзеляжа расположены: по левому борту – аварийный выход размером 510х910 мм и по правому борту грузовой люк размером 960х1300 мм. Под крылом по правому борту фюзеляжа имеется аварийный выходы размером 510х910мм, так же оп правому борту в хвостовой части расположен аварийный выход размером 720х1380. Входная дверь располагается в хвостовой части фюзеляжа по левому борту, размером 760х1700.

Носовая часть фюзеляжа до шпангоута № 7 включает в себя:

- радиопрозрачный отклоняемый обтекатель антенны РЛС;

- переднюю гермоперегородку;

- отсек передней опоры шасси;

- фонарь кабины экипажа;

- пол кабины экипажа;

- перегородку по шп. № 7 с дверью в кабину экипажа.

В средней части фюзеляжа от перегородки по шп. № 7 до гермоперегородки по шп. № 31, располагается пассажирская кабина.

В зоне воздушных винтов конструкция фюзеляжа выполняется усиленной, с целью достижения допустимых уровней вибраций и шума. По обоим бортам нижней части фюзеляжа установлены обтекатели, которые закрывают узлы крепления стоек основных опор шасси, стойки и колёса в убранном положении. В правом обтекателе устанавливается ВСУ.

Хвостовая часть фюзеляжа с оперением является единой подсборкой, в которой килевые лонжероны объединены с силовыми шпангоутами крепления киля.

Фюзеляж будет выполнен в основном из алюминиевых сплавов, панели пола и зализ крыла с фюзеляжем - из композиционных материалов.

Конструкция фюзеляжа будет разработана с учетом панельной сборки и широкого применения прессовой клепки. Обшивка будет выполнена из алюминиевых сплавов с дополнительным усилением дублерами и рамками в зоне дверного, люковых и оконных проемов. Обшивка, дублеры и рамки образуют слоистую конструкцию и соединены между собой с применением склейки.

Поперечный набор состоит из силовых и типовых промежуточных шпангоутов. Стрингеры будут выполнены из листового материала. Стыки крыла с фюзеляжем закрываются зализами.

5.3.2. Крыло.

Крыло состоит из центроплана и двух консолей. Стык центроплана с консолями - разъемный.

Крыло (центроплан) крепится к силовым шпангоутам фюзеляжа № 17 и № 19 при помощи соединительных узлов, установленных на лонжеронах центроплана и на шпангоутах фюзеляжа.

Стыки крыла с фюзеляжем закрыты зализами.

На крыле (центроплане), в районе нервюр № 7, 8 и 9, установлены гондолы двигателей.

Конструкция крыла - двухлонжеронной схемы, обычной клепаной конструкции из алюминиевых сплавов.

Верхние и нижние панели силового набора крыла выполнены из листов обшивки с приклепанными к ним прессованными стрингерами. Толщина обшивки от 1 до 4 мм. Отдельные панели обшивки будут выполняться из более толстых листов толщиной 610 мм путем химического травления и механической обработки для получения местных усилений в местах поперечных стыков, крепления гондол двигателей, опор закрылков, арматуры топливной системы и т.д.

Максимальные габариты листов обшивки: ширина 1,2 м, длина 9,3м. Стрингеры длиной до 10 м. На консолях крыла предусмотрены технологические стыки листов обшивки и стрингеров по размаху.

Лонжероны и нервюры крыла - обычной балочной конструкции. Нервюры - балочного и ферменного типов.

Для крепления гондол двигателей, механизации крыла, поверхностей управления и т.д. в конструкции крыла будут применяться кронштейны, узлы и фитинги,

В конструкции носовой и хвостовой частей крыла будут применяться сотовые конструкции с обшивкой из композиционных материалов.

Силовой кессон крыла от оси симметрии (нервюра № 0) до нервюры № 18 будет загерметизирован под топливный бак-отсек.

Для доступа внутрь кессона крыла и технологической сборки, на верхней поверхности крыла предусмотрены съемные панели.

Основные элементы крыла:

Закрылки - двухщелевые с фиксированным дефлектором.

На каждом полукрыле располагается по одному неразъемному закрылку, занимающему по размаху участок полукрыла от борта фюзеляжа до 71,3% полуразмаха.

По хорде закрылок состоит из основного звена, неподвижно закрепленного на нем дефлектора и занимает 35,4% хорды крыла.

Максимальный угол отклонения закрылков равен 40°.

Закрылки навешиваются на крыло с помощью кронштейнов крыльевых и закрылочных, расположенных ниже контура крыла и закрытых обтекателями.

Закрылки - сборной конструкции, будут изготовляться из композиционных материалов, сотовых заполнителей, силовые элементы и кронштейны навески - из алюминиевых сплавов.

Элероны занимают концевые части консолей крыла от 71,3% до 100% полуразмаха крыла.

Углы отклонения элеронов: вверх 25°, вниз 17°.

Элероны имеют осевую компенсации площадью 28% от площади элерона и роговую - массовую компенсацию.

Конструкция элеронов аналогична конструкции закрылков.

Тормозные щитки состоят из четырех секций по две секции на

каждой половине крыла.

Конструкция тормозных щитков будет выполнена из композиционных материалов, узлы навески - из алюминиевых сплавов.

Угол отклонения тормозных щитков равен 35°.

5.3.3. Оперение.

Хвостовое оперение Т-образной схемы, состоит из стреловидного вертикального оперения и установленного в его верхней части прямого горизонтального оперения.

Горизонтальное оперение трапециевидной формы в плане, имеет стреловидность около 9° по линии 1/4 хорд, выполнено из модифицированных профилей типа NACA009 (с отогнутым вверх носком) и относительной толщиной по всему размаху с = 10,4%.

Горизонтальное оперение состоит из стабилизатора, балансировочной поверхности и руля высоты с роговой компенсацией.

Балансировочная поверхность предназначена для балансировки (триммирования) самолета по тангажу при установке руля высоты в положение, близкое к нейтральному, на установившихся режимах полета.

Руль высоты предназначен для выполнения маневра. Роговая компенсация на руле высоты выполняет функцию весовой балансировки руля.

Стабилизатор - двухлонжеронной схемы; состоит из носовой, межлонжеронной (кессонной) и хвостовой частей и законцовок. По размаху выполнен из двух неразъемных консолей (технологический стык по оси самолета).

Стабилизатор крепится к верхней части киля при помощи соединительных узлов.

По результатам испытаний возможна установка стабилизатора относительно оси самолета в диапазоне углов заклинения +1°.

Вертикальное оперение трапециевидной формы в плане, имеет стреловидность 35° по линии 1/4 хорд; выполнено из симметричных профилей типа NАСА009 с относительной толщиной по всему размаху с = 11,8%.

Вертикальное оперение состоит из киля с законцовкой и гребнем, а также руля направления с роговой компенсацией и сервокомпенсатором. Роговая компенсация на руле направления выполняет функцию весовой балансировки руля.

Конструкция киля аналогична конструкции стабилизатора.

Стык киля с фозеляжем осуществляется непосредственно через пояса и стенки лонжеронов, которые крепятся к силовым шпангоутам.

Оперение представляет собой клепанную конструкцию из алюминиевых сплавов. Панели силового набора выполнены из листов обшивки с приклепанными к ним прессованными стрингерами. Толщина обшивки от 0,6 до 2 мм. Лонжероны и нервюры - балочной конструкции.

В носовой и хвостовой частях оперения будут применяться сотовые конструкции с обшивкой из композиционных материалов. Отдельные участки носков вертикального и горизонтального оперения выполнены из радиопрозрачных композиционных материалов.

Для доступа к местам соединений и элементам проводок управления рулей на боковой поверхности киля и нижней поверхности стабилизатора предусмотрены съемные лючки.

5.3.4. Шасси.

Шасси самолёта 3-х стоечное с носовым колесом, убирающееся. Носовая стойка телескопическая со спаренными колёсами, убирается вперёд в фюзеляж. Основные опоры убираются в обтекатели под фюзеляжем.

Разработка конструкции агрегата

В качестве агрегата для разработки конструкции выбран киль самолёта. Киль входит в состав Т-образного оперения самолёта.

7.1. Выбор конструктивно-силовой схемы.

КСС киля образуют продольные и поперечные элементы и обшивка.

Продольный набор: три лонжерона и стрингеры.

Поперечный набор: нормальные и силовые нервюры.

Материал листовых элементов конструкции Д16 и Д16Т, пояса лонжеронов, силовых нервюр и стрингеры - прессованные профили из материала Д16 и Д16Т.

Конструктивно киль состоит из:

- носок киля;

- кессонная часть;

- хвостовая часть.

Носок располагается между передней кромкой и передним лонжероном (передний лонжерон расположен на 15% хорды киля). Состоит из 2-ух секций. Изготовлен из стеклопластика.

Кессонная часть расположена между передним и задним лонжеронами. Параллельно заднему лонжерону проходит средний. На переднем и среднем лонжеронах крепится стабилизатор в 4-х точках. Стрингеры расположены параллельно заднему лонжерону с шагом 120 мм.

Для снижения веса киля все элементы продольного набора и обшивки кессонной части киля имеют переменное сечение.

Обшивка изготовлена из листа мм, имеет переменную толщину от бортовой нервюры (мм) до концевой нервюры (мм). Для крепления стрингеров, нервюр и лонжеронов на обшивке оставлены дорожки с толщиной 2мм. Обработка по толщине производится химическим травлением.

Лонжероны балочной конструкции. Состоят из поясов, стенки и стоек. Стенки лонжеронов у корня имеют толщину мм, у конца мм. Имеют отверстия облегчения. Пояса изготовлены из прессованных профилей уголкового сечения. Исходное сечение 50(6)х40(3)- у переднего лонжерона и 30(6)х40(3)- для среднего и заднего лонжеронов. Пояса механически обрабатываются по ширине.

Стрингеры изготавливаются из двух профилей, имеют стык по длине.

Нормальные нервюры из листа мм, с компенсатором, с отверстиями облегчения на стыке и рифтами. Силовые нервюры, составные: стенка из листа мм без отверстий облегчения, пояса - прессованные профили, стойки - прессованные профили. Силовые нервюры ставятся по опорам руля направления, по борту и на конце киля. Шаг нервюр 400мм.

Кессон образует замкнутый контур, работающий на кручение и общий изгиб.

Хвостовая часть киля расположена между задним лонжероном и осью вращения руля направления. Она включает в себя узлы навески Р.Н. (изготавливаются из плиты Д16) и зашивки щели. Последняя состоит из обшивки и подкрепляющих её мембран из листового материала.

Научно-исследовательский раздел

ОБОСНОВАНИЕ СХЕМЫ САМОЛЁТА.

8.1. Обоснование аэродинамической схемы самолёта.

Современный самолёт представляет собой сложную техническую систему, элементы которой, каждый в отдельности и все в совокупности, должны иметь максимальную надёжность. Самолёт в целом должен отвечать заданным требованиям и обладать высокой эффективностью при соответствующем техническом уровне.

При разработке проектов самолётов нового поколения, которые войдут в эксплуатацию в начале 2000х годов, большое значение придаётся достижению высокой технико-экономической эффективности. Эти самолёты должны не только обладать хорошими её показателями на момент выхода в эксплуатацию, но и располагать потенциальной возможностью модификации для систематического повышения эффективности на протяжении всего периода серийного производства. Это необходимо для того, чтобы с минимальными затратами обеспечить реализацию новых требований и достижений технического прогресса.

При рассмотрении схемы пассажирского самолёта местных авиалиний целесообразно изучить все ранее созданные в этом классе самолёты.

Развитие пассажирской авиации активно началось после Второй Мировой войны. С тех пор схема самолётов этого класса, постепенно претерпевая изменения пришла к наиболее оптимальной на сегодняшний день. В большинстве случаев это самолет, выполненный по нормальной аэродинамической схеме, моноплан. Двигатели обычно расположены под крылом (ТВД), под крылом на пилонах или на крыле (ТРД). Хвостовое оперение выполнено скорее по Т-образной схеме, иногда по нормальной. Сечение фюзеляжа состоит из дуг окружностей. Шасси выполнено по схеме с носовым колесом, основные стойки часто многоколёсные и многоопорные, убирающиеся либо в удлинённые мотогондолы турбовинтовых двигателей (для самолётов весом примерно до 20 тонн), либо в наплывы на фюзеляжа.

Типичная компоновка фюзеляжа - кабина пилотов в носовой части, длинная пассажирская кабина.

Отклонение от этой устоявшейся компоновочной схемы может быть вызвано только лишь какими-то особенными требованиями, предъявляемыми к самолёту. В остальных же случаях при разработке пассажирского самолёта конструкторы стараются придерживаться именно этой схемы, поскольку она является практически оптимальной. Ниже приведено обоснование применения данной схемы.

Использование нормальной аэродинамической схемы для самолётов транспортной авиации обусловлено в первую очередь её достоинствами:

-Хорошая продольная и путевая устойчивость. Благодаря этому свойству нормальная схема сильно выигрывает у схем «утка» и «бесхвостка».

- С другой стороны данная схема обладает достаточной для неманевренного самолёта управляемостью. Вследствие наличия этих свойств у нормальной аэродинамической схемы, самолёт прост в управлении, что даёт возможность эксплуатации его лётчикам любой квалификации. Тем не менее, нормальной схеме присущи следующие недостатки:

- Большие потери на балансировку, что при прочих равных условиях сильно снижает качество самолёта.

- Полезная массовая отдача у нормальной схемы ниже, поскольку масса конструкции у неё обычно больше (хотя бы потому, что у «бесхвостки» горизонтальное оперение отсутствует вовсе, а у «утки оно создаёт положительную подъёмную силу, работая как крыло и следовательно, разгружая крыло, что даёт возможность уменьшить площадь последнего).

- Влияние скоса потока за крылом на горизонтальное оперение хоть и не столь критично, как влияние ПГО у «утки» но, тем не менее, с этим приходится считаться, разнося крыло и горизонтальное оперение по высоте. Так же следует учесть тот факт, что самолетам, выполненным по схемам «утка» и «бесхвостка» при взлёте и посадке требуются большие углы атаки , что делает конструктивно практически невозможным использование стреловидных крыльев большого и среднего удлинения, так как применение таких крыльев и больших углов атаки связано с очень большой высотой шасси. Из-за этого в схемах «утка» и «бесхвостка» используются только крылья малого удлинения треугольной, готической, оживальной или серповидной формы в плане. Вследствие малого удлинения такие крылья имеют низкое аэродинамическое качество на дозвуковых режимах полёта. Эти соображения определяют целесообразность использования схем «утка» и «бесхвостка» на самолётах, у которых основным режимом полёта является полёт на сверхзвуковой скорости.

Сравнивая все достоинства и недостатки трёх аэродинамических схем, приходим к заключению о целесообразности использования на дозвуковом пассажирском самолёте классической аэродинамической схемы.

8.3. Схема оперения.

Для пассажирских самолётов конкурирующими являются две схемы оперения: нормальная и Т-образная.

Мощная спутная струя от воздушного винта неблагоприятно влияет на обычное низко расположенное горизонтальное хвостовое оперение и может ухудшить устойчивость самолета на некоторых режимах полета. Высоко расположенное горизонтальное оперение существенно повышает устойчивость самолета, так как оно выходит за пределы зоны влияния спутной струи. При этом эффективность киля также повышается. Обычный киль эквивалентной геометрии должен иметь площадь на 10% больше. Поскольку высоко расположенное горизонтальное оперение имеет большее горизонтальное плечо из-за скоса киля назад, для создания необходимого продольного момента требуется усилие на ручке, вдвое меньшее, чем при обычном горизонтальном оперении. Кроме того, Т-образное хвостовое оперение обеспечивает более высокий уровень комфорта для пассажиров, так как оно уменьшает вибрацию конструкции от воздействия спутной струи от воздушного винта. Вес обычного и Т-образного оперений примерно одинаков.

Применение Т-образного хвостового оперения увеличивает стоимость самолета менее чем на 5 % за счет увеличения затрат на разработку и производственную оснастку. Однако преимущества этого оперения оправдывают его использование.

Среди прочих достоинств Т-образного оперения являются:

- Горизонтальное оперение представляет собой «концевую шайбу» для вертикального оперения, что повышает эффективное удлинение киля. Это позволяет уменьшить площадь вертикального оперения и этим облегчить конструкцию.

- Горизонтальное оперение отводится от зоны воздействия на его конструкцию звуковых волн, которые могут создать опасность усталостного разрушения. Срок службы горизонтального оперения при этом увеличивается.

Технологический процесс

9.2. Членение конструкции самолёта.

Необходимость членения конструкции самолёта на детали, узлы, панели, отсеки и агрегаты диктуется требованиями производства и необходимостью иметь конструктивные, эксплуатационные разъёмы и стыки.

Наличие конструктивных разъёмов обусловлено функциональным назначением выделяемых подконструкций.

Например, конструктивные разъёмы в крыле вызваны необходимостью крепления к нему механизации и органов управления.

Технологические стыки создаются с учётом возможностей производства на данном этапе его развития и определяются, в частности, габаритными размерами оборудования.

Эксплуатационные разъёмы и стыки создаются с целью замены, осмотра или регулирования различных механизмов и систем в процессе эксплуатации самолёта. В некоторых случаях эксплуатационные разъёмы вызываются ограничениями габаритных размеров отдельных агрегатов по условиям их перевозки и хранения на складах.

Конструктивные и эксплуатационные разъёмы и стыки намечаются при проектировании самолёта.

Рациональное членение конструкции на отсеки, панели, узлы и детали позволяет существенно снизить массу, повысить ресурс и надёжность конструкции в целом, что достигается резким сокращением объёма соединений при одновременном увеличении габаритных размеров полуфабрикатов и деталей.

Во всех возможных случаях функции конструктивных, технологических и эксплуатационных разъёмов, стыков и вырезов (люков) необходимо совмещать, уменьшая этим количество соединений конструкции.

9.8. Описание конструкции стапеля сборки стабилизатора.

Вертикальный стапель служит для сборки киля. Положение киля - носком вверх. Стапель состоит из:

1)Несущих элементов (каркаса): основания, колонны, поперечные балки, верхние и нижние балки, наклонная балка;

2)Установочных элементов: верхние и нижние стаканы под фиксаторы рубильников;

3)Фиксирующие и зажимные элементы: фиксаторы, монтажная плита, рубильники.

Рубильники и монтажная плита оборудованы гидроподъёмниками. На рубильниках находятся фиксаторы положения лонжеронов.

Точность формы поверхности агрегата достигается посредством слепка из карбинольноцементной массы, снимаемого с макета поверхности изделия.

Фиксаторы рубильников и фиксаторы узлов закрепляются в стаканах специальной цементной массой.

Подъём и фиксация рубильников и монтажной плиты осуществляется гидроподъёмниками. Стапель оборудуется освещением и магистралью сжатого воздуха.

9.10. Технологический процесс изготовления носка киля.

1. Подготовить поверхности формы путем нанесения во взаимно-перпендикулярных направлениях двух слоев раствора антиадгезионного материала. Каждый слой просушить в течение 15 мин. Провести термообработку смазочного материала при t=220 ± 5 °С в течение 2 часов.

2. Осмотреть автоклав, его приборы и пневмосистему.

3. Подготовить сотоблок, препрег и связующее, клей и клеевую пленку.

4. Уложить слои препрега согласно чертежу.

5. Нанести подслой жидкого клея ВК51. Расход клея 150200 г/м. Выдержать в течение 15 мин при температуре 1530 °С.

6. Уложить сотовый блок, изготовленный согласно чертежу.

7. Нанести клей ВК51 на боковые грани сотового заполнителя. Выдержать 30 мин при температуре 1530 °С. Расход клея 200 –300 г/м.

8. Снять с клеевой пленки ВК51 защитный слой из полиэтиленовой пленки; прикатать пленку к сотовому заполнителю; удалить второй защитный слой.

9. Уложить слои препрега согласно чертежу.

10. Уложить разделительную ткань.

11. Уложить эластичную оболочку и герметизирующий жгут; собрать вакуумный мешок с одновременным монтажом вакуумных клапанов и термопар.

12. Проверить вакуумный мешок на герметичность и поместить в автоклав.

13. В вакуумной системе создать давление 0,075 - 0,085 МПа. В течение 20 - 30 мин довести температуру до 80 °С и давление (0,31 ± 0,05) МПа.

14. Выключить вакуумнасос, систему мешка соединить с атмосферой.

15. Продолжить нагрев до температуры 110 °С в течение 10 - 15 мин и при достижении температуры 110 ± 7 °С обеспечить давление формования 0,6 МПа.

16. Продолжить увеличение температуры до 165 °С в течение 20 - 30 мин, формуемый материал выдержать при давлении 0,6 МПа и температуре 165 ± 5 °С в течение 6 ч. В течение всего процесса разброс температуры не должен выходить из пределов± 0,5 °С, а разброс давлений не должен превышать 0,025 МПа.

17. Формуемый материал охладить до температуры 50 °С со скоростью 0,5 - 1 °С в мин под давлением не менее 0,25 МПа.

18. Демонтировать вакуумный мешок, снять изделие с формы.

19. Провести контроль изделия: визуальное выявление раковин, отслоений, инородных включений; измерение шаблонами, калибрами, толщиномерами геометрических размеров изделия; проверка сплошности материала детали неразрушающими методами; проверка плотности, пористости, содержания компонентов, прочностных показателей на соответствие чертежу и паспорту на материал; взвешивание с точностью до 1%.

20. Передача изделия на последующие технологические операции.

9.11. Контроль качества изготовления деталей из композиционных материалов.

Существует много методов контроля качества производства деталей, узлов и агрегатов из КМ. Следует отметить, что ни один из методов контроля, взятый в отдельности, не дает полной и объективной картины качества изделия из КМ. Наиболее полная информация о характере, размерах, расположении и других параметрах дефекта изделия из КМ может быть получена только при использовании нескольких взаимодополняющих методов контроля. Различают методы разрушающего контроля и неразрушающего контроля.

При разрушающем методе контроля образцы для механических испытаний КМ по своей послойной структуре (если они не вырезаются непосредственно из детали) должны полностью соответствовать структуре детали, а способ испытаний – вид нагружения детали.

В настоящее время для контроля качества КМ используются различные виды неразрушающего контроля качества КМ.

Заключение

Из приведённой выше таблицы видно, что у проектируемого самолёта лучше взлётно-посадочные характеристики, чем у самолётов-прототипов.

За счёт лучшей механизации крыла ниже посадочная скорость и меньше длина ВПП. Это можно объяснить тем, что механизация крыла у проектируемого самолёта занимает больший размах крыла.

Проектируемый самолёт удовлетворяет поставленные перед ним условия. Дальность полёта, посадочная скорость, проектируемого самолёта выше требований, поставленных в задании.