Учебное пособие для дипломного проектирования по специальности "Самолетостроение" - Мишин В.Ф.

Автор: Мишин В.Ф.

Теги: самолетостроение проектирование авиастроение

Год: 1993

Похожие

Пособие к курсовому и дипломному проектированию для электроэнергетических специальностей вузов.

Неизвестный Чернобыль - история, события, факты, уроки

ГИРД. Группа Изучения Реактивного Движения

Стечкин

Текст

: ЫЧЕБНОЕ ПОСОБИЕ
МОСКОВСКИЙ
АВИАЦИОННЫЙ
ИНСТИТУТ
УЧЕБНОЕ ПОСОБИЕ
ДЛЯ ДИПЛОМНОГО
ПРОЕКТИРОВАНИЯ
ПО СПЕЦИАЛЬНОСТИ
«САМОЛЕТОСТРОЕНИЕ»
МОСКВА
19 9 3

Государственный Комитет Российской Федерации
по высшему образованию
МОСКОВСКИЙ ОРДЕНА ЛЕНИНА И ОРДЕНА ОКТЯБРЬСКОЙ РЕВОЛЮЦИИ
АВИАЦИОННЫЙ ИНСТИТУТ имени СЕРГО ОРДЖОНИКИДЗЕ
УЧЕБНОЕ ПОСОБИЕ
ДЛЯ ДИПЛОМНОГО ПРОЕКТИРОВАНИЯ
ПО СПЕЦИАЛЬНОСТИ "САМОЛЕТОСТРОЕНИЕ"
Под редакцией В.Ф. Мишина
Для дневной и вечерней форм обучения
Утверждено
на заседании редсовета
3 марта 1993 г.
Москва
Издательство МАИ
1993
Авторы: В.Ф. Мишин, И,А. Шаталов, О.С. Самойлович, А.В. Лещин,
Ю.И. Попов. Ф.И. Ск ля некий, И.М. Алявдин, А.А. Красоткин
Учебное пособие для дипломного проектирования по специальности
"Самолетостроение" / Мишин В.Ф., Шаталов И.А., Самойлович О.С.
и др.; Под ред. В.Ф. Мишина. - М.: Изд-во МАИ, 1993. - 100 с.: ил.
В пособии изложены требования кафедры "Проектирование самоле-
тов" 1ЛАИ к составу дипломного проекта по специальности "Самолето-
строение", содержанию и порядку выполнения разделов проекта.
Для студентов, руководителей проекта, консультантов, рецен-
зентов и членов ГЭК. |
Рецензенты: Я.Г. Кокушкин, В.Г. Дмитриев
Тем. план 1994, поз.1
Мишин Владимир Федорович
Шаталов Игорь Алексеевич
Самойлович Олег Сергеевич и др.
УЧЕБНОЕ ПОСОБИЕ ДЛЯ ДИПЛОМНОГО ПРОЕКТИРОВАНИЯ
ПО СПЕЦИАЛЬНОСТИ "САМОЛЕТОСТРОЕНИЕ"
Редактор Л.Н. Перцева
Техн, редактор В.Н. Горячева
Подписано в печать 24.12.93
Бум. офсетная. Формат 60x84 I/I6. Печать офсетная
Уол. печ. л. 5,81 . Уч .-изд. л. 6,18 . Тираж 1000
Зак. 2432/ 694-CI58. Отпускная цена для пеалиэации в МАИ 149 pyf.
Типография издательства МАИ
I2587I, Москва, Волоколамское шоссе, 4
tsi)N s-Tcns-1164-х (С) Московский авиационный институт, 1993
ПРЕДИСЛОВИЕ
Дипломный проект по кафедре "Проектирование самолетов",
включая в себя проектные, конструкторские, исследовательские,
технологические и другие разделы, является комплексной работой.
Специфика дипломного проектирования по специальности "Самолето-
строение" обусловливает постановку четких требований к содержанию
и выполнению каждого раздела проекта.
Данное учебное пособие является обязательным руководством для
студентов, выполняющих дипломный проект по специальности "Самолето-
строение" .
Пособие написано коллективом преподавателей кафедры "Проек-
тирование самолетов" М&И. Разд. I.I ♦ 1.5, 2.1 < 2.3, 2.8,
2.10 + 2.12 написаны В.Ф. Мишиным; разд. 2.4 и 2.6 - В.Ф. Митиным
и Ф.И. Склянским; разд. 2.5 - А.В. Лещиннм, В.Ф. Митиным, И.А. Ша-
таловым; разд. 2.7 - Ю.И. Поповым; разд. 2.9 - И.М. Алявдиным;
разд. 3.1 - О.С. Самойловичем; разд. 3.2 - А.А. Краооткинцм.
В написании пособия принимали участие преподаватели факультета
"Экономика и менеджмент" П.А. Акопов, В.В. Бойко, О.А. Афонина.
В качестве иллюстраций в учебном пособии использованы разра-
ботки авторов и фрагменты графической части дипломных проектов
студентов С.В. Иванова, А.В. Климова, В.Е. Левашова, А.Н. Пухи
и др.
I/ ОБЩИЕ ПОЛОЖЕНИЯ
I.I. задачи'дипломного проектирования
Дипломное проектирование является заключительным этапом обу-
чения студентов в вузе.
Главные задачи дипломного проектирования - закрепление и уг-
лубление знаний, полученных студентом в течение всего периода обу-
чения в Московском авиационном институте, а также приобретение на-
выков в решении сложных инженерных задач в области проектирования
и конструирования современных самолетов и их агрегатов.
Дипломный проект является первым шагом студента в самостоя-
тельной работе в качестве инженера-механика по самолетостроению.
1.2. СОСТАВ ДИПЛОМНОГО ПРОЕКТА
Дипломный проект охватывает наиболее характерные вопросы про-
ектирования современных самолетов. Требования к глубине проработки
этих вопросов учитывают реальность их выполнения в учебном процессе
в установленные сроки.
Дипломный проект состоит из графической части общим объемом,
эквивалентным 154-20 чертежным листам формата 841x594, и пояснитель-
ной записки (100-130 листов формата 297x210). Проект включает в се-
бя следующие обязательные разделы (в скобках указана примерная тру-
доемкость разделов);
I. Предварительные изыскания (3%).
2. Выбор схемы самолета и типа двигателя (3%).
3. Расчет взлетного веса и выбор основных параметров самоле-
та (4%).
4. Определение основных летно-технических характеристик (ЛТХ)
самолета (6%).
5. Компоновка самолета (25%).
6. Определение характеристик маневренности, продольной устойчи-
вости и управляемости (4%).
4
7. Разработка конструкции агрегата (16%).
8. Научно-исследовательский раздел (14%).
9. Технологический раздел (15%).
10. Организационно-экономический раздел (5%).
II. Охрана труда и окружающей среды (3%).
12. Анализ результатов проектирования (2%).
В графическую часть дипломного проекта входят:
чертеж общего вида самолета;
чертеж компоновки самолета;
схема членения самолета;
чертеж агрегата;
чертеж приспособления (для сборки или испытаний агрегата);
плакат, иллюстрирующий научно-исследовательский раздел;
плакат, иллюстрирующий область и профили возможных полетов
самолета.
Пояснительная записка должна содержать указанные разделы (со-
ответствующие главы записки). В каждой главе студент приводит обо-
снования принятых решений, требуемые расчеты и помещает необходи-
мый иллюстративный материал (таблицы, графики, схемы, эскизы
и пр.). Все иллюстрации должны быть пронумерованы и снабжены пояс-
няющими подрисуночными надписями.
В пояснительную записку необходимо поместить перечни чертежей
и использованной литературы, а также оглавление.
Изменение состава дипломного проекта или содержания отдельных
разделов должно быть строго обосновано и допускается только с раз-
решения заведующего кафедрой.
Кафедра рекомендует использовать средства автоматизации про-
ектно-конструкторских работ при выполнении дипломного проекта,
а также разрешает выполнять комплексные дипломные проекты (группой
студентов).
Требования и рекомендации к содержанию и выполнению подобных
дипломных проектов изложены в главе 3 данного пособия.
1.3. СТРУКТУРА ЗАДАНИЯ НА ДИПЛОМНЫЙ ПРОЕКТ
Задание на дипломный проект студент получает от руководителя
проекта.
В задании указывается тема проекта; исходные требования на
проектирование самолета; агрегат самолета, подлежащий подробной
разработке, и тема НИР.
5
Тема на разработку агрегата и тема НИР дипломного проекта
(см. требования к разд. 7 и 8) уточняются в процессе прохождения
етудентом преддипломной практики; эти темы должны быть органичес-
ки связаны с темой дипломного проекта (при выдаче задания по дан-
ным разделам желательно учитывать профиль подразделения, в кото-
ром будет работать студент после окончания института).
Задания по разд. 9 >- II дипломного проекта студент получает
от консультантов этих разделов (после выдачи заданий по разделам
7 и 8).
1.4. ОРГАНИЗАЦИОННО-АДМИНИСТРАТИВНЫЕ ТРЕБОВАНИЯ
К ВЫПОЛНЕНИЮ ДИПЛОМНОГО ПРОЕКТА
Данные требования составлены на основе директивных документов
по высшей школе и направлены на совершенствование организации дип-
ломного проектирования и повышения качества выполнения дипломного
проекта.
I. Перед началом дипломного проектирования кафедра проводит
собрание студентов-дипломников и преподавателей. На собрании дово-
дятся до сведения студентов требования кафедры к дипломному проек-
тированию и выдается предварительное задание на проект.
Отсутствие студента (по любой причине) на организационном
собрании не освобождает его от выполнения всех требований к дип-
ломному проектированию.
2. По завершению преддипломной практики студент обязан в 2-х
недельный срок получить зачет по практике и подписать бланк зада-
ния на проект у руководителя проекта. На этом бланке указывается
дата выдачи задания и дата готовности проекта. После подписания
задания у всех консультантов студент передает его на кафедру для
утверждения заведующим кафедрой.
Студентам, имеющим академические задолженности по дисциплинам
учебного плана, задание не утверждается до ликвидации всех задол-
женностей.
3. Кафедра организует учет планомерного выполнения студентами
дипломного проекта. В установленные сроки руководителем фиксирует-
ся процент выполнения проекта.
Студент обязан посещать консультации преподавателя-руководите-
ля дипломного проекта не реже одного раза в две недели.
4. За систематическое нарушение требований к дипломному проек-
тированию (значительное отставание от графика выполнения проекта.
6
пропуск более 50% всех возможных консультаций и неутвержденное
задание на проект) студент может быть отстранен от дальнейшей
работы над проектом и представлен кафедрой к отчислению из ин-
ститута.
Руководитель проекта представляет на кафедру мотивированное
заключение по данному вопросу.
5. В целях планомерного выполнения дипломного проекта сту-
дентам необходимо придерживаться следующих"1 сроков готовности
проекта (в скобках указан срок для студентов вечернего обучения):
25...30% - I/ХП (1/1У);
40...45% - 15/ХП (15/1У);
60...65% - I/I (1/У);
80...85% - I5/I (15/У);
100% - 1/П (1/У1).
Срок полной готовности (выполнения) дипломного проекта для
всех студентов одинаков, а именно:
I -^е'врЙля для студентов дневного обучения,
I июня для студентов вечернего обучения.
6. Расписание защит проектов кафедра составляет по завершению
преддипломной практики.
7. К защите дипломного проекта перед Государственной Экзаме-
национной комиссией (ГЭК) должны быть представлены: утвержденное
задание на проект, отзыв руководителя проекта, отзыв консультанта
по технологической части, рецензия на проект и допуск кафедры к
защите либо мотивированное заключение кафедры (в конфликтных слу-
чаях) , которое секретарь ГЗК обязан зачитать перед защитой проекта.
8. При неявке на защиту по неуважительной причине в указанный
в расписании срок либо при неудовлетворительной защите дипломного
проекта студент отчисляется из института, направляется на работу
и имеет право представить к защите дипломный проект в течение
3 лет в период очередной работы ГЭК. Тему проекта для повторной
защиты определяет кафедра.
1.5. ЕИПОЛНЕНИЕ ДИПЛОМНОГО ПРОЕКТА
Приступая к выполнению дипломного проекта, студент обязан тща-
тельно изучить настоящее пособие и обсудить с руководителем проекта
все возникшие вопросы.
В период преддипломной практики студент должен полностью вы-
полнить разделы I и 2; разделы 3, 4, 7 и 8 дипломного проекта вы-
полняются частично (по указанию руководителя проекта).
7
На выполнение дипломного проекта (помимо преддипломной прак-
тики) отводится 14 недель. По истечении установленного срока
проект должен быть выполнен полностью.
Выполненный дипломный проект должен быть подписан студентом,
всеми консультантами и руководителем проекта, после чего проект
представляется на кафедру для допуска к защите и назначения ре-
цензента.
В случае грубых ошибок или нарушения настоящий требований
к дипломному проектированию Студент не допускается кафедрой к за-
щите проекта перед ГЭК.
1.6. РЕЦЕНЗИРОВАНИЕ ДИПЛОМНОГО ПРОЕКТА
Эти требования кафедры представляют из себя ИНСТРУКЦИЮ, ут-
вержденную кафедрой 17.03.86 г., для рецензентов дипломных проек-
тов, назначаемых кафедрой.
I. Рецензент обязан изучить требования кафедры, которым долж-
ны удовлетворять дипломные проекты.
Требования изложены в данном учебном пособии. |
2. Рецензент принимает от студента дипломный проект на рецен-
зию только по предъявлении студентом письменного направления ка-
федры, которым служит бланк допуска к защите, подписанный руково-
дителем проекта.
На бланке указывается фамилия и.о. рецензента.
3. При просмотре дипломного проекта необходимо особое внима-
ние уделять выполнению разделов 5, 7 и 8.
4. При составлении рецензии рецензент обязан, избегая общих
фраз и замечаний, указывать на конкретные ошибки или нарушения
требований кафедры к дипломному проекту.
Необходимо отмечать оригинальность конструкторских решений
в разработке агрегата, технологичность конструкции, применение но-
вых материалов, актуальность поставленных в НИР вопросов и глубину
их решения, грамотное использование ЭВМ в проекте, целесообраз-
ность использования агрегата или НИР проекта для более глубокой
проработки в промышленности и т.д.
5. Рецензент обязан давать оценку проекта по 4-х балльной
системе: отлично, хорошо, удовлетворительно, неудовлетворительно.
8
1.7. ЗАЩИТА ДИПЛОМНОГО ПРОЕКТА
На защиту дипломного проекта студент обязан представить тре-
буемые чертежи и плакаты, пояснительную записку и необходимую до-
кументацию.
Все чертежи и плакаты должны быть подписаны студентом и руко-
водителем дипломного проекта (а чертежи компоновки самолета, агре-
гата, схемы членения самолета и стапеля сборки агрегата должны
быть подписаны еще и консультантом по технологической части).
В пояснительную записку вшиваются титульный лист и утвержден-
ное заведующим кафедрой задание на дипломный проект. На титульном
листе указывается тема проекта, фамилия и.о. студента, руководите-
ля проекта, всех консультантов и рецензента проекта. Титульный
лист подписывается всеми указанными лицами.
Состав необходимой для зашиты дипломного проекта документации
см. разд. 1.4 п. 7.
На защите дипломного проекта студент должен сделать доклад и
ответить на вопросы членов ГЭК по проекту и докладу.
В целях большей логической последовательности построения и
выполнения доклада графический материал дипломного проекта реко-
мендуется расположить в следующем порядке: чертеж общего вида са-
молета, плакат "Область и профили возможных полетов", схема члене-
ния самолета, чертеж компоновки самолета, чертеж агрегата, чертеж
приспособления (для сборки или испытаний агрегата), плакат по НИР.
Доклад должен начинаться с названия темы проекта и краткого
перечисления ТТТ к проектируемому самолету (указанных в задании
на проект).
Затем поясняются главные особенности выбранной схемы и полу- '
ченные основные ЛТХ, компоновка самолета (конструктивно-силовая
схема основных частей самолета и размещение главных систем и целе-
вой нагрузки).
На разработке агрегата и НИР студент должен остановиться бо-
лее подробно, акцентируя внимание членов ГЭК на главных результа-
тах разработки (принятых в проекте оригинальных конструктивных ре-
шениях, актуальности поставленных вопросов, технологичности конст-
рукции, применении новых материалов, использовании ЭВМ и т.д.).
В конце доклада приводятся (кратко) результаты выполнения ор-
ганизационно-экономического раздела дипломного проекта и раздела
по охране труда и окружающей среды.
9
Заканчивается доклад выводами из раздела "Анализ результа-
тов проектирования".
На доклад студенту отводится 15...20 мин.
2. ТРЕБОВАНИЯ К РАЗДЕЛАМ ДИПЛОМНОГО ПРОЕКТА
Последовательность выполнения разделов дипломного проекта,
отраженная в их нумерации, соответствует сложившейся многолетней
практике их разработки в процессе дипломного проектирования по ка-
федре "Проектирование самолетов" МАИ и в определенной степени учи-
тывает практику реального проектирования самолетов в ОКБ.
Формулы для выполнения необходимых расчетов приводятся в дан-
ном учебном пособии только в тех случаях, когда в аналогичных фор-
мулах литературы fl] имеются опечатки, либо подобные формулы в ли-
тературе fl] отсутствуют.
2.1. ПРЕДВАРИТЕЛЬНЫЕ ИЗЫСКАНИЯ
Назначением этого раздела является подготовка исходного мате-
риала для самостоятельной работы студента над дипломным проектом.
Выполнение проекта должно начинаться с анализа рекомендуемой
литературы на с. 99 (учебники, курсы лекций, учебные и методичес-
кие пособия, информация ЦАГИ и ВИНИТИ) и изучения основных 'ПТ,
предъявляемых к самолетам данного типа (см., например, [l, с. 40,
236 , 257 , 280 , 324] ;[?] ; [б]и др.).
В целях наименьшей затраты времени при выполнении раздела I
дипломного проекта студент должен придерживаться следующей после-
довательности :
I. Описать основные задачи, для решения которых предназначены
самолеты данного типа.
2. Выбрать из существующих отечественных и зарубежных самоле-
тов данного типа два-три самолета, наиболее близких по своим ЛТХ
к проектируемому самолету, которые в дальнейшем будут рассматри-
ваться как самолеты-прототипы.
Для этих самолетов проанализировать схемы и чертежи конструк-
ции и указать следующие основные ЛТХ:
характерные скорости, высоты и дальности полетов;
взлетно-посадочные характеристики (скорости, дистанции, пот-
ребная длина ЕПП или класс аэродрома);
10
нормальный (расчетный) и максимальный взлетный вес самолета;
нормальный и максимальный вес и состав целевой нагрузки;
состав, количество (и вес) экипажа;
вес топлива во внутренних баках (с указанием размещения ба-
ков на самолете);
вес топлива в подвесных баках (если таковые предусмотрены);
стартовая удельная нагрузка на крыло;
.стартовая тяговооруженность самолета (р форсажем и без форса-
жа).
3, На основе статистических данных (по характеристикам само-
летов-прототипов и рекомендуемой литературе) составить перечень
вероятных значений характеристик проектируемого самолета, необхо-
димых для дальнейшей работы над дипломным проектом. Именно этот
материал должен быть использован студентом в тех случаях, когда
для разработки других разделов дипломного проекта необходимы те
или иные характеристики самолета, а их определение не предусмотре-
но (из-за лимита времени) настоящими требованиями.
В этом перечне должны быть приведены следующие параметры и
характеристики проектируемого самолета.
Весовые параметры:
относительный вес конструкции (GK);
относительный вес силовой установки (Gcy );
относительный вес оборудования и управления (G О£, УПР );
относительный вес топлива (Gr ).
В дипломном проекте можно использовать следующие статистичес-
кие значения указанных весовых параметров. Значения параметров для
современных дозвуковых пассажирских самолетов (ДПС) и военно-транс-
портных самолетов (ВГС) в зависимости от расчетной дальности L по-
лета представлены в табл. I.I.
Таблица 1.1
L ё 3500 км 5000...7500 км 5> 8500 км
G, 0,25...0,32 0,24...0,30 0,23...0,28
Gc.y 0,10...0,12 0,09...0,11 0,08...0,10
а 06. </пр 0,11...0,13 0,10...0,12 0,08...0,11
Gr 0,15...0,25 0,25...0,35 0,35...0.45
II
Значения параметров для современных истребителей в зависи-
мости от назначения (главной задачи) самолета приведены
в табл. 1.2.
Таблица 1.2
Назначение самолета 4 г ос. у пр &т
Завоевание воздушного превосходства 0,28...0,32 V 0,18...0,22 0,11...0,13 0,26...0,30
Боевые удар- ные операции 0,24...0,28 0,12...0,16 0,10...0,12 0,35...0,40
Значения весовых параметров для других типов самолетор см.,
например, [ I, с. 130].
Геометрические параметры:
удлинение крыла, г.о. и в.о. (см., например, [I, с. 463,
466, 606]);
сужение крыла, г.о. и в.о.;
углы стреловидности крыла, г.о. и в.о.;
относительная толщина профиля (если относительная толщина
переменна по размаху крыла, указать у корня и_на конце крыла);
относительные параметры оперения ( //-£>, го > $го и во •
L~bo • $во • см., например, [I, с. 189]);
углы поперечного "I/" крыла и г.о.;
удлинение фюзеляжа (см., например, [Д, с. 409]);
удлинение носовой части;
удлинение хвостовой части.
Аэродинамические и другие характеристики (см., например,
[1, с. 76, 81, 83, 90, 582]):
коэффициент подъемной силы (при отрыве, в крейсерском полете
и при посадке);
аэродинамическое качество самолета (при отрыве, в крейсерском
полете и при посадке);
степень продольной статической устойчивости на дозвуковых ско-
ростях полета (см. разд. 2.5.2);
коэффициент трения (при разбеге и пробеге).
Ограничения:
по скоростному напору;
12
по числу М ;
по перегрузке.
Полученный статистический материал студент должен обсудить
с руководителем дипломного проекта.
Руководитель проекта, учитывая конкретные особенности разра-
батываемого самолета, может расширить указанный перечень необхо-
димых характеристик.
4. Если имеется возможность использования ЭЕЫ в разработке
дипломного проекта, студент обязан обсудить этот вопрос с руково-
дителем проекта и указать разделы, которые будут выполнены с ис-
пользованием ЭВМ (наиболее подходящим для этих целей является НИР
дипломного проекта). Конкретные рекомендации по широкому исполь-
зованию ЭВМ для выполнения дипломного проекта см. разд. 3.1.
2.2. ВЫБОР СХЕМЫ САМОЛЕТА И ТИПА ДВИГАТЕЛЯ
В этом разделе дипломного проекта студент должен определить
внешнюю конфигурацию проектируемого самолета, выбрать тип двигате-
ля и предварительное количество двигателей.
В дипломном проекте студент выбирает схему самолета и предва-
рительное количество двигателей на основании задания на дипломный
проект, анализа схемы самолетов-прототипов и рекомендаций, опубли-
кованных в литературе (см., например, [I, с. 94, 593], [б]; [?]).
Студент должен дать краткое обоснование (указать преимущества
и недостатки) принятым решениям:
I) по схеме самолета в целом ("нормальная", "утка" и др.);
2) по форме и расположению на самолете крыла; фюзеляжа; опе-
рения; шасси и воздухозаборников;
3) по количеству и размещению двигателей.
Результатом этой работы должен быть эскиз общего вида самоле-
та, отражающий главные аэродинамические особенности выбранной схе-
мы. Эскиз выполняется в трех ортогональных проекциях на листе фор-
матом 297x210.
На рис. 2.1 показан пример оформления эскиза в пояснительной
записке дипломного проекта.
Тип двигателя студент может принять по самолету-прототипу
или, проконсультировавшись с руководителем проекта, выбрать более
современный двигатель, подходящий для данного класса самолетов
(см., например, [l, с. 589]).
13
Для выбранного двигателя указать:
тип двигателя [l, с. 112];
степень двухконтурности;
стартовый удельный расход топлива (с форсажем и без форса-
жа) ;
удельный расход топлива в крейсерском полете;
удельный вес двигателя.
2.3. РАСЧЕТ ВЗЛЕТНОГО ВЕСА И ВЫБОР
ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ САМОЛЕТА
Определение взлетного веса (массы) и окончательный выбор ос-
новных параметров проектируемого самолета является сложным итера-
ционным процессом.
В дипломном проекте от студента требуется определить взлетный
вес самолета лишь в двух приближениях (итерациях) и выбрать только
главные параметры и размеры самолета без их оптимизации (кроме тех
случаев, когда выбор того или иного параметра является темой НИР
дипломного проекта).
14
Последовательность определения параметров самолета в процессе
проектирования диктуется их взаимозависимостью, поэтому порядок
выполнения разд. 2.3 должен быть такой:
I. Из уравнения существования самолета определяется взлетный
вес в первом приближении (6^z) (см., например, [I, с. 129]),
при этом относительные веса конструкции, силовой установки, топли-
ва, оборудования (й управления) берутся по статистике (см. пере-
чень статистических значений характеристик проектируемого самоле-
та в разделе I дипломного проекта), а нормальный (расчетный) вес
целевой нагрузки - из задания на дипломный проект.
2. Определяется необходимый относительный вес топлива (Ст )
для заданной дальности полета .
где Р = 2,72; = (0,9...О,95) L - дальность крейсерского по-
лета, км; Ср*р - удельный расход топлива в крейсерском полете,
кг/кг ч (см. разд. 2.2); - аэродинамическое качество самолета
в крейсерском полете (см. разд. 2.1)\Укр - заданная крейсерская
скорость, км/ч; kr - статистический коэффициент, учитывающий нави-
гационный запас топлива и топлива на планирование (снижение) само-
лета с крейсерской высоты полета;
kr = 0,22....0,18 для L ~ 3500 км;
kr = 0,19...0,15 для L = 5000...7500 км;
kT = 0,17...0,13 для L Ъ 8500 км.
Относительный вес топлива, необходимого на набор крейсерской
высоты (и скорости) полета s
_ 6% + Р>Р*р
~ /300 ' Рекк-/ ’
где Икр и V^p - крейсерские высота и скорость, м и м/с соответст-
венно; g =9,81 м/с*"; Ро - стартовая тяговооруженность самолета
(принимается по самолетам-прототипам).
3. Определяется величина стартовой удельной нагрузки ро на
крыло (см., например, fl, с. 87]) из следующих условий:
посадки (или взлета) самолета;
крейсерского полета;
15
заданной маневренности (для маневренных самолетов) - величи-
ну р для этого случая принять по самолетам-прототипам.
Для проектируемого самолета принимается минимальная из най-
денных величин стартовая удельная нагрузка на крыло (сравнить
с самолетами-прототипами).
4. По нормальному (не максимальному) стартовому весу самоле-
та и стартовой удельной нагрузке на крлло определяется площадь
крыла.
5. Определяется стартовая тяговооруженность самолета (Ро )
(см., например, [I, с. 89]) из следующих условий:
взлета при одном отказавшем двигателе (для пассажирских и
других неманевренных самолетов);
обеспечения горизонтального полета на высотах, характерных
для данного типа самолетов;
обеспечения заданной длины разбега:
Г Ц&р, 1 , 1 /
Р° "‘^1 Су огр tpajf + 3 *КОгР d >
где tpajS & ienn’i ~ коэффициент трения при разбеге
(см. разд. 2.1); К огр - аэродинамическое качество самолета в момент
отрыва;
обеспечения заданной маневренности (для маневренных самоле-
тов) - величину Р„ для этого случая принять по самолетам-прототи-
пам.
Для проектируемого самолета принимается максимальная из най-
денных величин стартовая тяговооруженность (сравнить с самолетами-
прототипами) .
6. По нормальному стартовому весу самолета ) и старто-
вой тяговооруженности определяется необходимая суммарная стартовая
Тяга двигателей и тяга одного двигателя (если стартовая тяга дви-
гателя будет значительно превышать тягу современных двигателей дан-
ного типа, необходимо увеличить количество двигателей на проектиру-
емом самолете).
7. Определяется параметр Сс.у (относительный вес силовой уста-
новки) .
Для современных ДПС и ВГС
Gc.^ fa} Ро ,
гдеfag =С?дй/Ро - удельный вес двигателя (см. разд. 2.2).
Для современных истребителей см. [I, с. 272].
16
Для других типов самолетов см., например, [l, с. 14б] .
8. Определяется параметр GK (относительный вес конструкции).
Параметр GK определяется как сумма
~ G Кр + Gоп у
где Gкр = GKp _ относительный вес конструкции крыла;
Сф относительные веса конструкции фюзеляжа, оперения
и шасси соответственно. ..
Для современных ДПС и ВГС
з /V ~ро— +о,о<,
где Пр - принятая расчетная перегрузка (см. разд. 2.1);Я ,СО ,
• Z • Р ~ принятые геометрические параметры крыла (см.
разд. 2.1); = 0,92-0,5Gr - 0,1 kgg - коэффициент, учитывающий
разгрузку крыла изгибающими моментами от грузов в (на) крыле; GT -
относительный вес топлива; kgg = I - двигатели установлены на кры-
ле; = 0 - двигатели на фюзеляже; Go = GO]. , кг; - стар-
товая удельная нагрузка на крыло, кг/м^;^... k3 - статистичес-
кие коэффициенты:
k/ - 0,96...1,05 - коэффициент, учитывающий ресурс крыла;
kg, = 1,2 - крыло с одно (двух) щелевыми закрылками и интер-
цепторами;
k2 = 1,5 - крыло с предкрылками, трехщелевыми закрылками и
интерцепторами;
кз = 1,05 - баки имеют внутришовную герметизацию;
k-з = 1,1 - баки имеют поверхностную герметизацию.
Для современных ДПС и ВГС GKp = 0,08...0,12.
Относительный вес конструкции крыла для современных истребите-
лей 3
\ Lo G
где Пр - принятая расчетная перегрузка (см. разд. 2.1); </> =
= 0,92-0,1 GT - коэффициент разгрузки крыла (топливо, ракеты,...);
- коэффициент, учитывающий кинетический нагрев крыла:
Икр - 2 ~ 2,5 ~ 3,0
kt 1,03 1,08 1.2
17
,Сс - удлинение крыла и относительная толщина профиля (см.
разд. 2.1); S - площадь крыла, м2; А, ... kt/ - статистические
коэффициенты:
Ау= 0,9 - интегральная форма сопряжения крыла с фюзеляжем
(например, истребитель F -16);
Ay « I - обычное сочленение;
Аг » 0,55 - на самолете установлены два двигателя и Л
кг » I - один двигатель и
Хз = I - "нормальная11 схема самолета и схема "утка";
1,25 - схема "бесхвостка";
кц = I - крыло с неизменяемой в полете стреловидностью;
kv = 1,5 - крыло с fi-Var';
р, - стартовая удельная нагрузка на крыло, кг/м2.
Для современных истребителей G кр = 0,06...0,10.
Для других типов самолетов параметр GКр см., например,
[I, с. 131].
Относительный вес конструкции фюзеляжа для современных ДПС и
ВТС ,<?
•Л ф « ф 4 4 4 4
Gp~ —Рк *s + k3 +
Go1
где Лф - удлинение фюзеляжа (см. разд. 2.1); (£ф - диаметр фю-
зеляжа, м (см. разд. 2.1); Go - Got, кг; ... к? - статис-
тические коэффициенты:
А/ = 0,74 - узкофюзеляжные самолеты ( d-ф- 4 м);
А/ = 0,72 - широкофюэеляжные самолеты (с(ф > 5 м);
Аг = 3,63-0,33 с/ф - двигатели установлены на крыле (узкофю-
зеляжные самолеты);
ks = 3,58-0,28 с1ф - двигатели на крыле (широкофюзеляжные
самолеты);
А2 = 4,56-0,44 d ф - двигатели установлены на фюзеляже;
A_j = 0 - бесконтейнерная перевозка багажа и груза;
А3 = 0,003 - багаж и грузы - в контейнерах;
k4 = 0 - главные стойки шасси крепятся к крылу;
кд = 0,01 - главные стойки шасси крепятся к фюзеляжу;
kj = 0 - главные стойки шасси убираются в крыло;
0,004 - главные стойки_шасси убираются в фюзеляж. I
Для современных ДПС и ВТС Оф = 0,08...0,12.
Относительный вес конструкции фюзеляжа для современных истре-
бителей
18
+Г1Р^так 04 k .-r,
V, U3 UQ г
где (1фэ - эквивалентный диаметр фюзеляжа, м (см. разд. 2.1);
Go = GoI . кг; Л ? -.удлинение фюзеляжа (см. разд. 2.1); Tz^ -
принятая расчетная перегрузка; Mmai - максимальное число М по-
лету; k, ... ks - статистические коэффициенты:
kf = I - на самолете установлено стреловидное (или треуголь-
ное) крыло;
kf = 1,1 - прямое крыло;
k-z - 1,03 - на самолете установлен один двигатель;
кг - 1,21 - два двигателя;
k-з = I - самолеты "нормальной" схемы и схемы "утка";
Лз = 0,9 - схема "бесхвостка”;
k4 = I - крыло неизменяемой в полете стреловидности;
k4 = 1,12 - крыло с / = у
kf= 0,8 - главные стойки шасси крепятся к крылу;
Лj = I - главные стойки шасси крепятся к фюзеляжу.
Для современных истребителей Q = 0,10...О,16.
Для других тинов самолетов параметр Сф см., например,
[I, с. 135].
Относительный вес конструкции оперения (для всех типов само-
летов)

где ^оп = Gr.o +Sb.o (см. разд. 2.1); рв - стартовая удельная на-
грузка на крыло, кг/м^; k.f,...^ky - статистические коэффициенты:
kf = I - г.о. расположено на фюзеляже (а также для схемы
"бесхвостка");
kf = 1,2 - г.о. расположено на киле;
Лг = 0,85 - в конструкции оперения широко использованы компо-
зиционные материалы;
= 0,95 - ограниченное применение композитов;
= I - композиты не применяются;
= I - "нормальная" схема самолета и схема "утка";
k-з = 2 - схема "бесхвостка";
ky = I - г.о. с рулями высоты (и схема "бесхвостка");
k4 = 1,5 - ЦПГО.
19
Для современных ДПС и BTC Gon- 0 .015.. .0,025.
Для современных истребителей Gоп - 0,02...0,03 (для схемы
"бесхвостка" - 0,013...0,015).
Относительный вес шасси (для всех типов самолетов)
- O,/h. Gnoc t -l l l , 7
Gu = -G~o ~ k' k*
где h. - высота главных стоек шасси (от узла крепления до ВПП), м
(по самолетам-прототипам'*; £пос. - 0,95...1,0 при G г^0,2; Gnoc =
= 0,8...0,9 при 0,2 <Gr < 0,3; Gnoc = 0,7...0,8 при Gr > 0,3;
Go = GO:[. , т; kf ... k? - статистические коэффициенты:
A, - коэффициент, учитывающий ресурс шасси:
А/ = 1,8 - для ДПС и ВГС;
kf = I - для истребителей (и других типов самолетов);
Ад = 1,2 - прямые главные стойки шасси;
» 1,5 - наклонные главные стойки;
А3 = 1,4 - "нормальная" схема самолета;
k3 = 1,6 - схемы "бесхвостка" и "утка";
А^ = I - на самолете две главные стойки шасси;
Ау з 1,2 - три главные стойки;
IZy = 1,4 - четыре главные стойки;
ks = 0,06 - бетонные ВПП; ।
kff - 0,08 - грунтовые ВПП;
Рш - давление в пневматиках главных колес, кг/см (по самолетам-
прототипам).
Для современных самолетов _G ш = 0,03...О,05.
9. Определяется параметр (относительный вес оборудова-
ния и управления).
Для современных ДПС
где НПас - количество пассажиров; Go - GOl , кг.
Для современных ВГС
где Gto = GO]. , т.
Для современных истребителей
- (кг \
{ Go + ^тах ) >
где Go = GOl , т; - максимальное число Л/ полета.
20
Для других типов самолетов см., например, [I, с. 149].
Для современных самолетов Сое упр = 0,08...0,13 (см.
разд. 2.1).
10. После выбора основных параметров проектируемого самолета
определяется взлетный вес во втором приближении (также из уравне-
ния существования самолета).
Взлетный вес самолета второго приближения (Со а ) может полу-
читься больше (или меньше)-величины GOl , 'Ьднако величина Gon яв-
ляется более точной.
Если />GO > -G^Goa 7то весовые параметры необходимо уточ-
нить и снова определить взлетный вес проектируемого самолета.
II. По стартовому весу самолета, полученному во втором прибли-
жении, окончательно определить (уточнить) площадь крыла самолета,
суммарную стартовую тягу двигателей, тягу и вес одного двигателя.
Размеры двигателя в зависимости от стартовой тяги см. [l, с. 114,
423, 589].
12. Определить необходимые для выполнения центровки самолета
(в разд. 2.5.2) абсолютные веса крыла, фюзеляжа, оперения, шасси,
силовой установки, оборудования (и управления), топлива.
13. Сравнить полученные значения взлетного веса и основных
параметров проектируемого самолета и самолета-прототипа и, если
имеют место значительные расхождения, объяснить причины.
2.4. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ОСНОВНЫХ ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИХ
ХАРАКТЕРИСТИК САМОЛЕТА
Задачей данного раздела дипломного проекта является выявление
соответствия основных ЛТХ проектируемого самолета требованиям, по-
ставленным в задании на дипломный проект.
Исходными данными для определения ЛТХ самолета являются:
поляры самолета, отражающие в достаточной степени его внешнюю
конфигурацию, см., например, [l, с. 582 - 5851;
весовые характеристики самолета (взлетный вес второго прибли-
жения, вес топлива, вес сбрасываемых в полете грузов);
высотно-скоростные характеристики двигателя с форсажем и без
форсажа (см., [ I, с. 585 - 588]);
таблица MCA.
Поляры для проектируемого самолета и высотно-скоростные харак-
теристики двигателя (для абсолютных значений тяги и удельного рас-
21
I
хода топлива) должны быть изображены на миллиметровой бумаге
(форматом не менее 297x210) и снабжены соответствующими подриоуноч-
ными подписями.
В дипломном проекте проводится упрощенный расчет лишь некото-
рых наиболее важных ЛТХ самолета для четырех этапов полета:
взлет, набор высоты, горизонтальный полет, посадка.
2.4^1. Этап "Взлет"
Для этапа "Взлет" определяются следующие характеристики само-
лета (для нормального взлетного веса).
I. Скорость отрыва
^/4,4
где
где
рс выражается в кг/м*"; - см. разд. 2.1.
2. Длина разбега
z J___________________
' Zg 0,96 р,- ± (PfpAjS - )
выражается в м/с; • Р огр - см. разд. 2.1.
Длина взлетной дистанции
",
о гр
3.
где
ОГР
М.
х I о ' 7
0.9бР0-~ * 7
Рогр
основании расчета длины взлетной дистанции определяется
На
потребная для взлета длина ВПП
^рр + £ Lfoja )
По длине ВПП уточнить класс аэродрома базирования.
2И.2, Этап "Набор высоты'
Для этапа "Набор высоты" определяются следующие характеристики.
[. Расход топлива на набор заданной высоты и скорости горизон-
тального полета
22
где /Ч и V - заданные рысота и скорость, м и м/с соответственно;
К/-_п - аэродинамическое качество самолета в горизонтальном по-
лете.
2. Вес самолета в начале горизонтального (или крейсерского)
полета
^Н.Г.Л ~ 6° Н. в
3. Зависимости располагаемой тяги силовой установки (на мак-
симальном режиме без форсажа и на полном форсаже) и потребной
(для горизонтального полета) тяги от скорости или числа И полета
(в пределах ограничений по двигателю) для высот Н ₽ 0; 5; 8;
II км и т.д. (в зависимости от типа самолета).
При определении потребной тяги принимать:
G=GO (для W 4. 5 км) и 5 км).
На рис. 2.2 и 2.3 показаны примеры оформления указанных зави-
симостей в пояснительной записке дипломного проекта.
Pwt 4 3. Jolucwcocrt располагаемых и погреЬ-
ных тяг от кисла И полета (макси -
мольный режим <5ез форсажа )
Рис. 2.2
Рис. 2.3
23
4. Зависимости удельной избыточной мощности (1^ ) от ско-
рости или числа М полета (в пределах ограничений по двигателю)
для тех же (см. п. 3) высот полета
V/ = (Ppacn-PnoT^ м/с.
Пример оформления зависимостей Ту* (ЛЛ показан
на рис. 2.4.
Рис. 2.4
5. Зависимость максимальной (для каждой высоты) удельной из-
быточной мощности от высоты полета: V^frtclK
6. Теоретический и практический потсок самолета (последний
определяется для неманевренных самолетов приТ^^^я 0,5 м/с, для
маневренных самолетов нрн^^^ 5 м/с).
7. Время и дальность набора соответствующих высот (см. п. 3)
до практического потолка с построением (разрешается на одном ри-
сунке) зависимостей = / (Р) и g -/ (Z/).
Расчет должен проводиться для режима полета, соответствующе-
го на каждой высоте (в пределах ограничений по и
принятых в проекте).
24
Время набора высоты (и скорости) от Н- и V- до и V-
в данном случае определяется как
у.г -ТГг
mtn PC,* +
‘'Гггак.^ У max i
где V измеряют в м/с, Н - в м, - в м/с.
Зная Л f и р<+ ‘ , легко найти дальность A L^g для
каждой высоты Hg+f > а затем и полные время и дальность набора
высоты:
^н.е u.e~ L n.t •
Для сверхзвуковых самолетов расчет набора высоты разрешается
выполнять только для случая работы двигателя на полном форсаже.
При расчете ЛТХ самолета на этапе "Набор высоты" должны быть
построены таблицы и графические зависимости в соответствии с п. 3,
4, 5 и 7. Графики строятся на миллиметровой бумаге форматом не ме-
нее 297x210 с обязательным указанием наименования зависимости
(подрисуночная надпись).
2.4.3. Этап "Горизонтальный полет"
Для этапа "Горизонтальный полет" определяются следующие харак-
теристики.
I. Зависимость потребных для горизонтального полета коэффици-
ентов подъемной силы от скорости (числа CI ) полета.
Зависимость Gy r п = f (Л/) строится для тех же высот и веса
самолета (см. разд. 2.4.2 п. 3). На этой зависимости должны быть
указаны ограничения по Судвп (значения Суг берутся из таб-
лицы п. 3 этапа "Набор высоты"; значения Судоп см., например,
[I, с. 472]).
2. Область возможных полетов (в координатах V-H либо ЛТ-Л/)
на режимах работы двигателей с форсажем и без форсажа.
Диаграмма области строится по точкам пересечения кривых распо-
лагаемых и потребных тяг (для высот, указанных в разд. 2.4.2 п. 3).
Следует заметить, что при большой тяговооруженности современ-
ных маневренных самолетов эти кривые пересекаются ( Рп ) лишь
на больших высотах. Поэтому границами области на малых скоростях
25
могут быть ограничения по либо по двигателю (см.
[ I, с. 586 - 587]), а на больших скоростях - по двигателю либо
ПО И . ПрИНЯТЫХ 3 Проекте.
Полученная диаграмма (кроме графика на миллиметровой бумаге)
строится на плакате, иллюстрирующем область и профили возможных
полетов самолета, и снабжается заголовком "Область возможных по-
летов". Плакат выполняется на листе формата 841x594 и подписыва-
ется студентом и руководителем проекта.
Пример оформления плаката показан на рис. 2.5.
3. Дальность горизонтального полета
, KV G„.r.„
Lr.n= Lnr------------- KM ’
LP C'K.r.n
где GK^n - вес самолета в конце горизонтального полета.
Для пассажирских и грузовых самолетов определяется дальность
полета на крейсерской высоте:
при заданной целевой нагрузке и расчетном запасе топлива (рас-
четный вариант);
с максимальным запасом топлива и соответствующей целевой на-
грузкой (максимальная дальность).
Для самолетов других типов определяется дальность полета на
высотах, характерных для данного типа самолетов:
при заданной целевой нагрузке и расчетном запасе топлива (рас-
четный вариант);
без целевой нагрузки при максимальном запасе топлива, включая
подвесные топливные баки (перегоночная дальность).
4. Дальность снижения (планирования) самолета с заданной высо-
ты (определяется на режиме К ггга ~ Const):
и -LJ + V Кон
Пнач кон /9620
пл ~ J КМ J
--------0,0/5
К-та. к
где , HKO„ , и - высоты и скорости полета в начале
и конце планирования, км и м/с соответственно.
При полете на сверхзвуковых скоростях планирование необходимо
разбить на несколько участков (//max const).
5. Полная дальность полета (профили полетов).
26
Рис. 2.5
27
Схема траекторий полета (кроме графика на миллиметровой бума-
ге) строится на плакате "Область и профили возможных полетов"
(.рис. 2.5).
Графические зависимости должны быть построены для пунктов 1,
2, 5(пояснения см. этап "Набор высоты").
2.4.4. Этап "Посадка"
Для этапа "Посакдка" определяются следующие характеристики.
I. Вес самолета при посадке!
2. Посадочная скорость (для этого веса):
км/Ч.
J'Л ОС
где Gnoc поДотавляют в кг; £^пе>(, - ом. разд. 2.1.
3. Длина пробега:
где j-npo£ - коэффициент трения при пробеге (см. разд. 2.1);
КПО1- аэродинамическое качество самолета при посадке.
4. Посадочная дистанция (для всех типов самолетов - условно
определять от /У = 15 м).
t/7oc = tfojd
где
м .
Скорость захода на посадку можно принимать как
V3.n = /, / Vno^ .
5. Потребная для посадки длина ВПП (см., например,[I, с. 801).
За необходимую для проектируемого самолета 1(пп принимается
большая из определенных для взлета и посадки.
Выполнив раздел 4, студент обязан сделать (в гл. 4 пояснитель-
ной записки) краткие выводы о соответствии ЛТХ проектируемого само-
лета требованиям задания.
28
2.5. КОМПОНОВКА САМОЛЕТА
Задачами компоновки в дипломном проекте являются:
окончательное определение форм и размеров, характеризующих
внешнюю конфигурацию самолета;
определение необходимых объемов (отсеков) для размещения це-
левой нагрузки и основных систем самолета;
определение потребного, (для принятой в. проекте степени про-
дольной статической устойчивости) положения центра тяжести само-
лета;
проработка и взаимная увязка конструктивно-силовой схемы(КСС)
основных частей самолета.
Перечисленные задачи являются достаточно обособленными и в то
же время взаимозависимыми. В связи с этим компоновку самолета не-
обходимо рассматривать как три параллельно текущих и взаимосвязан-
ных процесса (в дипломном проекте это - три части раздела 5):
аэродинамическая компоновка;
объемная компоновка и центровка самолета;
конструктивно-силовая компоновка.
Результаты компоновки в дипломном проекте получают отражение
в чертеже общего вида, центровочной схеме и чертеже компоновки са-
молета, а также в главе 5 пояснительной записки, в которой приво-
дятся необходимые расчеты и обоснования принятых решений. Техноло-
гическая проработка компоновки отображается на чертеже ксмпоновки
и на схеме членения самолета (см. разд. 2.9).
2.5.1. Аэродинамическая ксмпоновка
Задачей аэродинамической компоновки является определение фор-
мы, размеров и взаимного положения частей самолета, омываемых воз-
душным потоком. Основой для решения этой задачи в дипломном проек-
те слежат:
выбранная схема и эскиз общего вида проектируемого самолета;
геометрические параметры и характеристики самолета.
Результатом аэродинамической компоновки является чертеж обще-
го вида самолета.
На рис. 2.6 и рис. 2.7 показаны примеры оформления этого чер-
тежа. Чертеж сначала выполняют в тонких линиях на листе форматом
не менее 1169x641. Масштаб чертежа выбирают в зависимости от линей-
ных размеров проектируемого самолета (сокращение габаритных разме-
29
Рис. 2.6
30
Рис. 2.7
31
ров за счет вырезов отдельных участков крыла, фюзеляжа или опере-
ния не допускается). Рекомендуемые масштабы: 1:2; 1:5; 1:10;
1:20; 1:50; 1:100.
На чертеже самолет изображается в трех ортогональных проекци-
ях на стоянке (боковая проекция - сверху, направление полета спра-
ва - налево). В нижней правой четверти чертежа помещается таблица
"Назначение и основные данные самолета".
В целях наименьшей затраты времени студенту необходимо решать
поставленную в данном разделе задачу, придерживаясь следующего по-
рядка.
I. На основе выбранных ранее форм и параметров самолета опре-
делить :
размеры крыла (I , 1С , Со и САХ (см., например,
[I, с. 210]);
размеры фюзеляжа ( ct-ф , В , Ч , 1ф ) см., например,
[I, с. 405, 409]);
основные геометрические характеристики шасси (см., например,
Cl, с. 518, 524]);
плечи Чго и Lfd) и абсолютные размеры оперения (см., на-
пример, [I, с. 189, 463]);
положение фокуса самолета (относительно носка САХ) на дозву-
ковых скоростях.
Положение фокуса самолета в дипломном проекте можно опреде-
лять как
F FKP . Fr. O7
где XF
(см. [l, с. 378]); ДХ F = 0,05+0,07 (в зависимости от
<Р
выноса носовой части фюзеляжа относительно крыла); +• ДХрг о -
нормальная" схема самолета; -ДХр__ - схема "утка'
".о
Сдвиг фокуса за счет горизонтального оперения определяется
как _
С °
- / У г. о , ч .
ДХр ~ к-Г'О Ар.о ЧП (^~ £ 'у
г.о С?
где kro = I - схема "утка" и "нормальная" схема с Т-образным
оперением; кГв 0,87 - Г.0, на хвостовой части фюзеляжа;
32
<f 0,75 - маневренные самолеты; 0,65 - неманевренные
самолеты; <Г ~ 0,50 - неманевренные самолеты с Т-образным опе-
рением.
2. По полученным абсолютным размерам начертить:
крыло в плане и вид спереди;
комбинацию "крыло + фюзеляж" (вид спереди, сбоку и в плане);
САХ на плановой проекции (в плоскости симметрии самолета);
оперение, полагая, что ц.т. самолета относительно САХ в пер-
вом приближении располагается в соответствии с данными, приведен-
ными в [I, с. 207];
предварительное положение колес шасси (на данном чертеже
стойки не показывают).
3. Показать на проекциях самолета: расположение двигателей
(в гондолах), воздухозаборников (см., например, [l, с. 434]); фо-
нарь и остекление кабин (см., например, [1, с. 218, 4II]); руле-
вые поверхности (показать также оси вращения) и механизацию крыла
(см., например, [I, с. 394 - 402]); двери, крупные люки, пилоны
для подвески целевой нагрузки и другие внешние части, характерные
для данного типа самолетов (см. информацию о самолетах-прототипах);
предельные отклонения подвижных частей самолета (поворотные консоли
крыла, носовая и хвостовая части фюзеляжа - показывают условным
контуром с указанием углов отклонения); положение земли при стоян-
ке и при посадке (предварительное) с углом оС = 12°; положение САХ
над боковой проекцией самолета с указанием предельно передней и
предельно задней эксплуатационных центровок (проставлять после то-
го, как будет подсчитана центровка самолета).
4. Проекции самолета снабжаются следующими размерами: размах
крыла и г.о.; длина самолета; высота самолета; продольная база шас-
си, колея шасси; углы стреловидности крыла, г.о. и в.о.; угол выно-
са главных колес шасси относительно предельно заднего эксплуатаци-
онного положения ц.т. самолета (проставляется после расчета цент-
ровки) .
Кроме перечисленных размеров, могут быть указаны дополнитель-
ные размеры, характерные для разрабатываемого самолета.
5. Таблица "Назначение и основные данные самолета" выполняет-
ся шрифтом № 10-14. Содержание и форма представлены в табл. 1.3
(значения ЛТХ вписывают в таблицу после утверждения их руководи-
телем проекта). 33
Таблица 1.3
Назначение самолета
Основные данные самолета Обозначение Единица измерения Значение
Летно-технические характеристики
Характерная (максимальная, крейсерская) скорость на высоте » Н км/ч км
Расчетная дальность (про- должительность) полета L км
Посадочная скорость Vnoc км/ч
Скорость отрыва Vorp • км/ч
Длина ЕПП м
Весовые характеристики
Нормальный (расчетный) взлетный вес Go даН
Все целевой нагрузки (и количество пассажи- ров) Относительный вес топли- ва во внутренних баках Gr даН
Стартовая удельная на- грузка на крыло ро даН/м^ 1
Стартовая тяговооружен- ность самолета Ро -
Характеристики силовой установки
Число и тип двигателей Стартовая тяга с форсажем и без форсажа Стартовый удельный расход топлива Крейсерский удельный рас- ход топлива г* /г5 Сро /Сро Ср V г креис даН кг/даН ч кг/даН ч
34
6. Окончательная доработка чертежа выполняется с разрешения
руководителя проекта после расчета центровки самолета.
Наименование чертежа указывается только в угловом штампе.
Оформленный чертеж общего вида самолета подписывают студент
и руководитель проекта..
2.5.2. Объемная компоновка и центровка самолета
Задачи объемной компановки и центровки проектируемого самоле-
та указаны в fl, с. 203].
Проработка объемно-весовой компоновки ведется с помощью мас-
штабного эскиза самолета, центровочной ведомости и центровочной
схемы. Основой для этой проработки служат:
чертеж (в тонких линиях) общего вида проектируемого самолета;
функциональный состав (весовая сводка) самолета;
весовые и геометрические характеристики самолетов-прототипов.
Для решения задач объемно-весовой компоновки в дипломном про-
екте необходимо придерживаться следующего порядка.
I. Выполнить масштабный эскиз самолета.
Эскиз целесообразно выполнять на пергамине или миллиметровке
в масштабе чертежа общего вида самолета (снять копию всех трех про-
екций, разрешается "от руки").
Эскиз рекомендуется включить в пояснительную записку как рабо-
чий материал, обосновывающий принятые решения.
2. Составить центровочную ведомость самолета. В дипломном про-
екте в центровочную ведомость разрешается включать только основные
агрегаты, системы и грузы согласно табл. 1.4.
3. На основе полученных ранее геометрических характеристик
проектируемого самолета и характеристик самолетов-прототипов (см.
схемы, чертежи и другую информацию) определить необходимые размеры
главных отсеков проектируемого самолета, а именно:
кабины экипажа (см., например, fl, с. 215]);
целевой нагрузки (см., например, fl, с. 238 - 249], размеры
пассажирских салонов и грузовых отсеков определять для каждого са-
лона и отсека отдельно);
35
Таблица 1.4
IW пп Агрегат, система, груз даН Г.ХДаН М
I 2 3 4 5 6 7а 76 7в 8а 86 9а 96 1. Конструкция Крыло Фюзеляж Горизонтальное оперение Вертикальное оперение Передняя стойка шасси Главные стойки шасси П. Силовая установка Двигатели (с мотогондолами) средние Двигатели (с мотогондолами) крайние Другие составляющие С.У. Ш. Оборудование и управление Эборудование в носовом отсеке Эборудование в среднем отсеке 1У. Снаряжение Экипаж (включая стюардесс) Специальное оборудование 1
Пустой снаряженный самолет
10а 106 Юв На ПО Пв У. Топливо В крыле В центроплане В фюзеляже У1. Целевая нагрузка Целевая нагрузка в переднем отсеке Целевая нагрузка в среднем отсеке Целевая нагрузка в заднем отсеке
Сумма 23 G- T.G;X{
36
топливных баков в крыле (см., например, [I, с. 366]) и от-
дельно, в фюзеляже;
двигателей, размещенных внутри фюзеляжа или крыла;
оборудования и других систем и агрегатов, оказывающих су-
щественное влияние на размеры фюзеляжа, гондол, крыла (объемы
и размеры можно принять по самолетам-прототипам).
4. На проекции масштабного эскиза нанести контуры всех час-
тей самолета, включенных в.центровочную ведомость. Контуры агре-
гатов, систем, грузов разрешается наносить "от руки", но с точным
соблюдением габартиных размеров (контуры топливных баков выделить
штриховкой; в пассажирских салонах указать лишь первый и послед-
ний ряды кресел).
5. Определить (в дополнение к разделу 3) веса всех частей
самолета, входящих в центровочную ведомость и внести их в табли-
цу. Сумма весов должна равняться взлетному весу самолета, подсчи-
танному во вторсаг приближении.
6. На масштабном эскизе определить положения ц.т. всех частей
самолета.
Положения ц.т. частей планера можно принимать:
для крыла ................... (0,4040,45) САХ;
для фюзеляжа................. (0,50+0,60) 1ф\
для оперения 0,5 САХ0П;
для шасси ................... принимать на уровне верхнего
края колес (при стоянке).
Положения ц.т. топливных баков и ц.т. целевой нагрузки обус-
ловливаются размерами и конфигурацией соответствующих отсеков, са-
лонов, подвесок и т.д.
Положения ц.т. остальных частей, вошедших в центровочную ве-
домость самолета, принимать приблизительно.
7. Выполнить центровочную схему. Центровочная схема представ-
ляет собой боковую проекцию самолета, над которой указана САХ. На
схеме изображаются принятая система координат, контуры и положения
ц.т. частей самолета, включенных в центровочную ведомость (контуры
топливных баков выделить штриховкой или желтым карандашей). Коор-
динаты ц.т. частей самолета на центровочной схеме указываются в со-
ответствии с их порядковым номером в центровочной ведомости ( JCy ,
Xs , ..., XtOa y-X/os и т.д.), а их численные значения заносятся
в таблицу.
37
Центровочная схема выполняется на миллиметровой бумаге в
масштабе, удобном для расчета центровки (форматом не менее
420x297), подписывается студентом и руководителем дипломного про-
екта и включается в пояснительную записку.
Пример оформления центровочной схемы показан на рис. 2.8.
8. Определить диапазон потребных предельно задних и предельно
передних центровок для самолетов данного типа. Предельно задняя
центровка самолета должна обеспечивать равенство:
- — СУ
^т.П.ъ=лр + ^
Положение фокуса самолета ( ) на дозвуковых скоростях по-
лета см. разд. 2.5.1.
Степень продольной статической устойчивости на дозвуковых
скоростях в дипломном проекте можно принимать:
Су
тп^ = -(0,20+0,24) ... пассажирские самолеты с двигателями
на хвостовой части фюзеляжа;
38
Су
тп£ = - (0,1240,16) ... пассажирские и транспортные само-
леты с двигателями на крыле;
ТП£ = - (0,0440,07) ... сверхзвуковые неманевренные само-
леты;
/77£ = - (0,0240,05) ... маневренное самолеты.
Для маневренных самолетов, неустойчивых при М I:
О'
Ztz^ = +(0,0240,05) ... нормальная схема и "бесхвостка";
О'
/7?^. = +(0,0540,10) ... схема "триплан";
гтг % = + (0,1040,20) ... схема "утка" с крылом прямой стре-
ловидности;
О'
7п£ = +(0,1540,30) ... схема "утка" с крылом обратной
стреловидности.
Предельно передняя центровка должна обеспечивать возможность
балансировки самолета на взлете или посадке при отклоненной механи-
зации крыла.
В дипломном проекте можно принимать:
^г.п./7 ~ ^г.п.ъ ~ ?
где = 0,03 - маневренные самолеты; ДХТ = 0,15 - неманев-
ренные самолеты.
9. Выполнить расчет центровки самолета (определить эксплуата-
ционные положения ц.т. самолета для случаев загрузки, характерных
для данного типа самолетов).
Допустимый минимум расчетных случаев следующий:
полностью загруженный самолет (взлетный вес);
пустой снаряженный самолет (без целевой нагрузки и топлива);
предельный посадочный случай (целевая агрузка на борту; топ-
лива нет);
перегоночный случай (полный запас топлива; целевая нагрузка
отсутствует).
В дипломном проекте положение ц.т. самолета определяется толь-
ко по оси 0Х (по оси OY - принимается приблизительно). Координа-
та ц.т. самолета будет, очевидно, равна
39
TLGi Kt
а значение центровки (относительно носка САХ) определится по сле-
дующей формуле:
т* —
^г= >
где Ха - расстояние от начала координат (носка фюзеляжа) до нос-
ка Ъа
Из указанных выше расчетных случаев выбрать наиболее заднее
) и наисэлее переднее (ХГГ! ) эксплуатационное положение
ц.т. самолёта; если они попадают в диапазон потребных центровок
(м. п. 8), то их и принять за <Хт_пг> и X ТПГУ проектируемого
самолета.
Если же Хг 3 и ХТп не попадают в диапазон потребных цент-
ровок, то студент должен провести коррекцию компоновки самолета,
т.е. передвинуть наиболее тяжелые грузы, топливо и т.д., либо пе-
редвинуть крыло относительно фюзеляжа (наиболее радикальный метод
коррекции), достигнув таким образом выполнения требований цент-
ровки самолета.
10. Внести необходимые исправления в центровочную ведомость
(если выполнялась коррекция компоновки) и окончательно доработать
чертеж общего вида самолета (центровочную схему разрешается не
исправлять).
2.5.3. Конструктивно-силовая компоновка
Задачей данного раздела дипломного проекта является создание
такой конструктивно-силовой компоновки (КСС) самолета, которая при
необходимых объемах, заданной прочности и жесткости конструкции,
требуемой эксплуатационной и производственной технологичности обес-
печивала бы минимальный вес конструкции. Этот раздел дипломного
проекта выполняется на основе:
масштабного эскиза самолета;
чертежа общего вида самолета;
чертежей самолетов-прототипов.
Расчет на прочность частей и силовых элементов конструкции
в данном разделе не выполняется.
40
Студент должен выбрать КСС и стыковые соединения основных
агрегатов самолета: крыла, фюзеляжа, оперения, шасси и крепления
двигателей (например, [2, 3, б]). При этом должна быть обеспече-
на увязка силовой схемы с объемной компоновкой частей самолета.
Необходимые размеры элементов конструкции принимаются по самоле-
там-прототипам.
Результатом проработки вопросов конструктивно-силовой компо-
новки является чертеж компоновки самолета, (и соответствующий раз-
дел в главе 5 пояснительной записки).
На рис. 2.9...2.14 показаны примеры оформления чертежа компо-
новки самолета.
Масштаб чертежа выбирается в зависимости от линейных размеров
проектируемого самолета (продольный размер проекций самолета на
чертеже должен быть 1,5-г2 м; сокращение размеров проекций за счет
вырезов отдельных участков фюзеляжа не допускается). Студент мо-
жет выбрать один из следующих рекомендуемых масштабов: 1:2; 1:5;
1:10; 1:20; 1:25; 1:50.
Чертеж компоновки должен давать ясное представление о внешних
обводах, функциональном составе и конструктивно-силовой увязке
разрабатываемого самолета.
Чертеж включает в себя:
боковую и плановую проекции самолета (направление полета
справа-налево, боковая проекция расположена сверху);
поперечные сечения фюзеляжа и крыла, которые при необходимос-
ти выполняются в более крупном масштабе (нежели проекции самолета)
и располагаются (желательно): сечения фюзеляжа - над боковой проек-
цией, сечения крыла - над плановой проекцией в зоне крыла;
дополнительные локальные сечения, виды, вырезы, поясняющие
принятые конструктивные решения того или иного места крыла, фюзе-
ляжа, гондолы и т.д.
Студент должен выполнять чертеж сначала в тонких линиях, по-
этапно представляя его руководителю дипломного проекта для проверки
и консультаций, учесть все замечания, внести исправления и лишь с
разрешения руководителя окончательно доработать чертеж.
Наименование чертежа указывается только в угловом штампе.
Оформленный чертеж ксмпоновки самолета подписывают студент,
консультант по технологической части и руководитель проекта.
При решении задач конструктивно-силовой компоновки самолета
в дипломном проекте студент обязан придерживаться приведенных ниже
41

Рис. 2.14
рекомендаций. Детализация чертежа компоновки самолета сверх этих
рекомендаций должна быть строго обоснована и допускается только
с разрешения руководителя проекта.
Боковая и плановая_проекдии самолета_
I. Боковая и плановая проекции самолета на чертеже показыва-
ются с полностью или частично снятыми обшивкой и каркасом (с ли-
цевой стороны). Разрешается плановую проекцию самолета показывать
только с одной (полной) консолью крыла и оперения.
2. Внешние обводы проекций самолета на чертеже компоновки
и чертеже общего вада должны быть взаимно согласованы.
3. На проекциях самолета (в местах с неснятой обшивкой) долж-
ны быть показаны отклоняемые и съемные элементы конструкции (руле-
вые поверхности, механизация крыла, двери, тормозные щитки, створ-
ки и крышки крупных люков, остекление кабин и салонов, радиопро-
зрачные обтекатели антенн и т.д.). Герметизация и теплоизоляция
кабин и отсеков самолета (если таковые предусмотрены) показывают-
ся соответствующей штриховкой. Контуры проекций самолета должны
быть выделены более толстыми линиями.
4. На проекциях самолета студент должен показать выбранные
им конструктивно-силовые схемы и стыковые соединения крыла, фюзе-
ляжа, оперения, шасси и крепления двигателей. В целях более четко-
го выявления принятых конструктивных решений соответствующие места
конструкции показываются со снятой обшивкой. Нормальные силовые
элементы (стрингеры, нервюры и шпангоуты) условно показываются
двумя сплошными тонкими линиями на расстоянии 2+3 мм друг от дру-
га, усиленные элементы (усиленные нервюры и шпангоуты, лонжероны,
продольные стенки и бимсы) - осевой линией и двумя сплошными линия-
ми на расстоянии 3+8 мм друг от друга (в зависимости от силового
элемента и масштаба чертежа). Под обшивкой нормальные силовые эле-
менты не показывают; усиленные элементы показывают осевой и двумя
пунктирными линиями (рис. 2.15). Сечения нормальных силовых элемен-
тов показывают тонкой, усиленных - толстой линиями (рис. 2.16).
Глубина проработки конструктивно-силовых схем и стыковых со-
единений должна давать достаточное представление о числе, форме
и способе крепления основных силовых элементов, о способе отклоне-
ния, выпуска и уборки подвижных частей того или иного агрегата
(например, стойка шасси, поворотная консоль крыла, ЦПГО и Др.).
48
(схематично) элементы, передающие силу тяги и массовые нагрузки
на планер (например, fl, с. 443]).
Шаг силовых элементов, форму, характерные размеры и т.д. при-
нимать по самолету-прототипу (кроме тех случаев, когда конкретный
силовой элемент разрабатывается в разд. 7 дипломного проекта).
5. На боковой и плановой проекциях самолета должны быть про-
работаны нижеперечисленные отсеки, агрегаты, части (на чертеже
показать сплошными линиями при снятой обшивке и снятом силовом
наборе соответствующего участка фюзеляжа или крыла):
а) кабина экипажа (фонарь, кресла, рычаги управления, контуры
приборной доски и пультов управления, оборудование, например,
[I, с. 21б]и рис. 2.17, 2.18);
б) полная цепь одного из каналов управления (от кабины пилота
до рулевых поверхностей). Допускается схематичное изображение эле-
ментов проводки (тяги, качалки, бустеры и др.); j
в) отсеки радиоэлектронного, аэронавигационного и другого обо
рудования (по самолету-прототипу). Допускается изображение агрега-
тов и блоков различных систем только габаритным контуром (без изо-
49

брожения подробностей их конструкции),.,...но с Уязательным показом
силового обрамления отсеков, в’которых бшГ’установлены (рис. 2.17,
2.18); I; ... " >
г) отсек носовой ,, (хвостовой) сТойки“лпасси^гс*Ч>бизательным по-
казом силовых элементов фюзеляжа^ к которымкрё^йтся'стойка, и
створок отсека) Ирис. 2.19, 2.20); ¥'
д) отсеки (салоны) целевой нагрузки Отказать двери, люки,
кресла, полки, окна,.буфеты, гардеробь^11 туалеты, загрузочные уст-
ройства грузовых самолетов и другие .важные элементы отсеков).
Элементы для размещения однотипной |цёйёвой нагрузки (кресла, пол-
ки и т.д.) разрешается, показывать только в первых и последних-
двух радах каадого отсека (см. рис. 2.9, 2.10);
е) пилоны для внешней подвески целевой нагрузки (без целевой .
нагрузки, но с обязательным показом точек крепления пилонов к кон-
струкции самолета, см. рис. 2.12);
ж) топливные отсеки. Топливо должно
^ьггь показан^
Рис. 2.21
га^егкой пи рихов^
Шрйметру
бака) pt всех отсека*.
решается проработка отсека только для од- -
ной главной стойки (с обязательным пока-
зом створок отсека и силовых элементов
крыла или фюзеляжа, к которым крепится
стойка, см. рис. 2.21);
и) воздухозаборники и воздушные ка-
налы (например, [l, с. 434}). При иден-
тичной геометрии разрешается проработка
только одного воздухозаборника и канала.
Необходимо показать дополнительные (если
таковые имеются) взлетные и противопом-
пажные створки и обеспечение слива по-
граничного слоя. На регулируемых (и пол-
ностью отклоняемых) воздухозаборниках
должны быть показаны крайние и промежу- 1
точные положения поверхностей сжатия (см., например, рис. 2.22);
к) носовая или хвостовая часть фюзеляжа (при установке двига- м
внутри фюзеляжа) либо гондола двигателя (при установке двига-
в гондоле). Разрешается проработка компоновки только одной
теля
теля
52
гондолы. Необходимо показать: усиленные силовые элементы конст-
рукции фюзеляжа (гондолы) к которым крепится двигатель; контур
двигателя с выхлопным соплом; узлы крепления двигателя; устройст-
во для реверсирования тяги и акустическую облицовку гондолы (см.,
например, [ I, с. 433 , 445 , 452] и рис. 2.23, 2.24);
л) вспомогательная’силовая установка (если она предусмотрена
на проектируемом самолете). Необходимо показать контуры ВСУ,
входное и выходное устройство (см. рис. 2.25).
Попе£ечные_С£чения_
Поперечные сечения дополняют боковую и плановую проекции само-
лета на чертеже, поясняя объемную и конструктивно-силовую компонов-
ки наиболее важных его частей и отсеков.
Масштаб поперечных сечений должен обспечивать достаточно чет-
кое изображение основных силовых элементов конструкции и особеннос-
тей компоновки в данном сечении самолета. Располагать поперечные
сечения на чертеже необходимо вблизи соответствующих мест боковой
и плановой проекций самолета. Обозначаются сечения (и секущие
плоскости) заглавными буквами (А-А, Б-Б и т.д.) шрифтом 10 или 14
(см. рис. 2.9-2.14).
Характерными являются следующие сечения:
I. Сечения крыла (не менее двух сечений):
- по органам механизации (рис. 2.26);
- по органам управления (рис. 2.27);
- по месту установки гондолы двигателя (рис. 2.28).
В сечениях крыла необходимо показать форму аэродинамического
профиля крыла, продольный и поперечный силовые наборы, крепление
гондолы двигателя, топливный отсек (если имеется), органы механи-
зации и управления. Органы механизации и управления показывают
в нейтральном (крейсерском) положении (оплошными.'линиями),‘при
взлете и при посадке (осями и условным контуром с обозначением уг-
лов отклонения).
2. Сечения фюзеляжа (не менее пяти сечений):
по кабине экипажа (см., например, fl, с. 216] и рис. 2.29);
по отсеку носовой стойки шасси (рис. 2.30, 2.31); (если сече-
ния по кабине и носовой стойки совпадают - дать совмещенное сече-
ние, см. рис. 2.32, 2.33);
типовое сечение отсека целевой нагрузки (рис. 2.34);
53

Б-Б
А-А
Рис. 2.34
57
по усиленному шпангоуту крепления крыла или центроплана
(рис. 2.35);
по отсеку главных стоек шасси (рис. 2.36 - 2.38);
по топливному отсе<ук (во всех сечениях крыла и фюзеляжа топ-
ливо выделять легкой штриховкой или желтым карандашом, см., на-
пример, рис. 2.26 и 2.28);
по усиленному шпангоуту крепления двигателей;
по усиленному шпангоуту (раме) крепления оперения (рис.2.39)
а также в других местах, характерных для данного самолета
(рис. 2.40).
Рис. 2.35
В целях уменьшения трудоемкости выполнения чертежа допускают-
ся ступенчатые (совмещенные) сечения, позволяющие одновременно по-
казать компоновку смежных отсеков, например, кабины экипажа и от-
сека носовой стойки шасси; крепления главной стойки шасси и отсе-
ка целевой нагрузки (рис. 2.41); крепление крыла и крепление дви-
гателя (рис. 2.42); два усиленных шпангоута крепления двигательной
гондолы (рис. 2.43) и т.д.
58
59
Рис. 2.39
г-г
д-д
Рис. 2.43
62
Допускается изображение половины сечения симметричных отсе-
ков с указанием штрихпунктирной линией плоскости симметрии
(рис. 2.44, 2.45).
В сечениях крыла и фюзеляжа не следует показывать целевую
нагрузку на внешней подвеске (показывать только пилоны).
Форду и размеры сечений силовых элементов конструкции прини-
мать приближенно (по самолет-прототипу). см. например, (2].
Локальные сечения,_виды,_вырезы _£не менее четырех)
Локальные сечения, виды, вырезы служат для изображения на
чертеже компоновки самолета примеров конструктивных решений в наи-
более важных местах крыла, фюзеляжа, оперения говдол и др. Напри-
мер, узел крепления радиопрозрачного обтекателя РЛС к фюзеляжу
(рис. 2.46); узел крепления крыла к фюзеляжу (рис. 2.47); крепле-
ние ОЧК к центроплану (рис. 2.48); узел крепления руля направления
к килю (рис. 2.49); крепление панели крыла к лонжерону (рис. 2.50);
силовая увязка рессорного шасси легкого самолета с училенным шпан-
гоутом фюзеляжа (рис. 2.51); узел крепления переставного г.о.
к килю (рис. 2.52); узел крепления лонжерона крыла к шпангоуту
(рис. 2.53, 2.54) и т.д.
Масштаб изображения может быть значительно увеличен, вплоть
до масштаба 1:1.
Располагать изображения необходимо вблизи соответствующих
анализируемых мест конструкции.
Приведенные выше требования к чертежу компоновки самолета мо-
гут быть изменены лишь по согласованию с руководителем дипломного
проекта.
При разработке отличных от самолета ЛА задачи конструктивно-
силовой компоновки остаются прежними, а содержание чертежа может
быть изменено с разрешения заведующего кафедро#.
J
63
Рис. 2.44 Ч Рис. 2.45
Ь4
Рис. 2.47
65
66
л-л о
Mil
Рис. 2.50

2.6. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ХАРАКТЕРИСТИК МАНЕВРЕННОСТИ.
ПРОДОЛЬНОЙ УСТОЙЧИВОСТИ И УПРАВЛЯЕМОСТИ
В дипломном проекте студент определяет лишь некоторые (основ-
ные) характеристики самолета.
Исходными данными для выполнения необходимых расчетов явля-
ются:
удельная избыточная мощность (значения см. в разд.2.4);
положение фокуса самолета на дозвуковых скоростях ( XF -
см. в разд. 2.5.1);
положение ц.т. полностью загруженного самолета ( Хг - см.
в разд. 2.5.2).
Используя исходный материал, студент должен определить ха-
рактеристики самолета в следующей последовательности.
I. Определить время разгона самолета (если двигатель с форса-
жем, то - на полном форсаже) от Vm-iri Д° на трех характер-
ных высотах: Н ~ О; // Нкрейа 5 Н ~^гпа, - (1+2 км).
Диапазон скоростей на каждой высоте необходимо разбить на
2-3 участка (см. зависимости Vy* = /(М)).
Время разгона от скорости V- до +1 в данном случае опреде-
ляется как г р
V- . - V-
. j 1
где V и V* подставляют в м/с.
Полное время tр разгона от VmirL до Углах обозначить также
на диаграмме "Область возможных полетов" самолета (в пояснительной
записке и на плакате, см. разд. 2.4, рис. 2.5).
2. Определить зависимость степени продольной статической ус-
тойчивости от числа М полета.
Зависимость 77?^ = / (ДУ) является важным фактором, влияющим
на маневренность самолета на сверхзвуковых скоростях.
Сдвиг фокуса самолета при М> ^крит ® дипломном проекте мож-
но определить следующим образом:
ахг -o,o7skdi,7.
F ' F ( ' р /р*+р +У
где кр = 0, при kF = I, при
68

м-мкриг
ЬЗ-М^г
M~ MКриг
1,3-М криг
ПРи ^крит*"^’^
Для дозвуковых самолетов:
, и/, - 2/3
/ Г 1,б(ссру/ъ /, 73 (С ср) 1
кри т 'Сол У//г Г со 1 г,3^//г со S "3,/С f/г I Л
условно принимать постоянной
где Сер - средняя относительная толщина крыла.
Для сверхзвуковых самолетов условно принимать Мкрит^^.З.
Для дозвуковых самолетов сдвиг фокуса и величину Тп^=хт~Х,
считать до ограничения по числу Л/, принятого в дипломном проек-
те; для сверхзвуковых самолетов - до Л7 = 1,2.
При М > 1,2 величину zl >Xi
(кроме тех случаев, когда сдвиг фокуса рассматривается в разд. 8
дипломного проекта). р
Зависимости CCF = / (/V) и /т?г = / (Л7) должны быть по-
строены на миллиметровой бумаге форматом 297x210.
На рис. 2.55 показан пример оформления этих зависимостей.
3. Определить зависимость отклонений
дольного управления на единицу нормальной
(числа И ) полета для тех же высот, что и
ласти возможных
(расходов) органа про-
перегрузки от скорости
в п. I (в пределах об-

П- г д
или Og
полетов самолета):
с»
mf. Су г
?п£е(или гл
град./ед. перегр.,
<ре
m z
L л
, Кг„ /т' для самолетов с ЦПГО;
/" о * и
Pp S) J .
Kr„n - для самолетов с рулем высоты.
Л Г.,
В дипломном проекте значения величин ZZ?х и % мржно
принимать по графику (см. fl, с. 462]). J
На графических зависимостях </>g (или Sg / (М} указать
ограничения по > fyrnax и . принятых в проекте.
4. Определить зависимость располагаемой нормальной перегрузки
от скорости (числа М ) полета для тех же условий, что и в п. 3:
расп ,
У у доп ' у г. П
&

В данном случае к упомянутым в п. 3 ограничениям добавляет-
расп э
ся еще ограничение по перегрузке (П& , принятое в дип-
ломном проекте.
г pa.cn
На больших высотах величина Пу существенно ограничивает-
ся еще и эффективностью органа продольного управления, однако
в целях упрощения это ограничение в дипломном проекте не рассмат-
ривается. росп
На рис. 2.56 показан пример изображения зависимости Пу
Все расчеты в данном разделе дипломного проекта оформляются
в виде таблиц и графических зависимостей (требования к иллюстра-
циям см. разд. 2.4).
2.7. РАЗРАБОТКА КОНСТРУКЦИИ АГРЕГАТА
Задачей этого раздела является более глубокая проработка кон-
струкции одного из агрегатов проектируемого самолета.
При выдаче задания по данному разделу необходимо руководство-
ваться следующим примерным перечнем агрегатов:
I. Крыло легкого самолета.
2. Поворотная часть крыла или ОЧК.
3. Центроплан крыла.
4. Отсек фюзеляжа с усиленным шпангоутом.
5. Цельноповоротное горизонтальное оперение самолета (ЦПГО).
6. Переднее горизонтальное оперение (ПГО),
7. Стабилизатор.
8. Киль самолета.
9. Передняя стойка шасси.
10. Главная стойка шасси.
II. Предкрылок тяжелого самолета.
12. Двух (трех) щелевой закрылок.
13. Регулируемый воздухозаборник сверхзвукового самолета.
14. Рули (элерон) тяжелого самолета.
15. Фонарь кабины.
16. Дверь пассажирской кабины.
17. Управление (по одному из каналов) с разработкой основных
узлов.
18. Пилон двигателя с мотогоццолой и узлами крепления. А также
другие (равноценные по трудоемкости разработки) агрегаты проектиру-
емого самолета.
71
В данном разделе дипломного проекта студент должен выполнить
следующую работу:
определить внешние нагрузки на агрегат для характерных рас-
четных случаев;
выбрать и обосновать конструктивно-силовую схему и материал
конструкции агрегата;
выполнить проектировочный расчет главных силовых элементов
с целью выявления размеров их сечений в наиболее характерных мес-
тах;
разработать схему сборки агрегата, увязав размеры стыкуемых
элементов конструкции и определив вид и параметры крепежа сочленяе-
мых частей.
Результатом выполнения разд. 7 дипломного проекта является
чертеж разрабатываемого агрегата и соответствующая глава в поясни-
тельной записке, в которой студент обязан привести необходимые
расчеты и обоснования принятым решениям.
Для уменьшения затрат времени при разработке конструкции агре-
гата студенту необходимо придерживаться следующей последовательнос-
ти.
I. Определение нагрузок; выбор конструктивно-силовой схемы
агрегата и материала конструкции (например, [l, 2, 3, 5, 6, 7]):
а) из чертежей общего вада и конструктивно-силовой компоновки
проектируемого самолета определить геометрию и основные размеры
агрегата, место и тип его соединения со смежными частями самолета.
Вычерчивается в тонких линиях общий вид агрегата;
б) определить внешние эксплуатационные и расчетные нагрузки,
действующие на агрегат в основных характерных расчетных случаях
(см., например, [3, 5, 6]);
в) выполнить схему нагружения (и показать реакции в узлах
крепления) агрегата, построить эпюры внешних расчетных нагрузок
с учетом нагрузок от смежных агрегатов и частей самолета.
На рис. 2.57 показан пример оформления схемы нагружения и эпюр на-
грузок в главе 7 пояснительной записки дипломного проекта;
г) в зависимости от назначения самолета устанавливаются техни-
ческие требования к конструкции разрабатываемого агрегата (особен-
ности конструкции, условия ее работы, требования по ресурсу, на-
дежности и др.);
д) определяется конструктивно-силовая схема агрегата - нали-
чие и взаимное расположение основных силовых элементов агрегата т
72
Pue.y.'!. Схема нагружения и эпюры нагрузок,
йейстбуми/их на ЦП г О
Рис. 2.57
73
с учетом требований общей компоновки самолета и увязки агрегата
с другими (смежными) частями самолета. На общем виде агрегата вы-
черчиваются в тонких линиях основные силовые элементы и узлы
крепления;
е) проводится анализ (обоснование) конструкционного материа-
ла для основных силовых элементов конструкции агрегата, выявляет-
ся возможность применения композиционных материалов, монолитных,
сотовых и других конструкций.
2. Проектировочный расчет агрегата (например, [3, 5, 6]):
а) описать расчетную силовую схему агрегата, привести после-
довательность передачи нагрузок по основным силовым элементам кон-
струкции; определить усилия в узлах крепления агрегата; построить
эпюры нагружения основных 'элементов агрегата (с указанием число-
вых значений). На рис. 2.58 показан пример оформления схемы на-
гружения основных силовых элементов конструкции агрегата;
б) определить потребные площади, форму и размеры сечений ос-
новных силовых элементов агрегата в наиболее характерных местах.
Определить количество и диаметр болтов крепления (или другие пара-
метры крепежа) агрегата;
в) выполнить в тонких линиях эскизы видов, сечений и разрезов
агрегата, показывающие конструкцию отдельных элементов, их взаим-
ную увязку и вид соединений.
3. Разработку схемы сборки агрегата.студент выполняет под
руководством консультанта по технологической части (см. разд. 2.9)
4. Выполнение чертежа агрегата. В дипломном проекте студент
выполняет только сборочный чертеж разрабатываемого агрегата. Чер-
теж выполняется на листе формата не менее 1189x841 по ЕСКД. В за-
висимости от истинных размеров агрегата масштаб чертежа должен
быть: 1:1, 1:2, 1:5, 1:10. На рис. 2.59 - 2.62 показаны примеры
оформления чертежа агрегата.
Студент обязан выполнять чертеж агрегата сначала в тонких
линиях в процессе выбора конструктивно-силовой схемы и проектиро-
вочного расчета агрегата, поэтапно представляя его руководителю
проекта и консультанту по технологической части для проверки и
консультаций, учесть их замечания и окончательно доработать чертеж
На чертеже показывают все основные силовые элементы, узлы
крепления, наносят габаритные и установочные размеры, а также рас-
стояния между основными силовыми элементами агрегата.
74
конжерон передний
ISO
ffliiiiilillliiiiiiiiiiiiiiiuiiiiiH
17i6„ Af<°20daH
330
Ito
ЦерЪюра 6-if
Рис. 7.2. Нагружение
Рис. 2.58
75
Рис. 2.59
Рис. 2.60
CD
Рис. 2.61
Рис. 2.62
В масштабе 1:1 (или 1:2 для крупных агрегатов) вычерчивают
6-10 сечений или узлов, поясняющих конструкцию отдельных элемен-
тов, их взаимную увязку и вид соединений. Выносят типовое сечение
агрегата, поясняющее его сборку, Образмеривают расстояния между
элементами крепления (болтами, заклепками и др.), устанавливаемыми
при сборке.
На поле чертежа приводят технические условия и требования
на сборку агрегата.
Спецификаций по сборочному чертежу выполняют на отдельном
листе и подшивают в пояснительную записку (глава 7). В главе 7
пояснительной записки должны быть приведены также: описание конст-
рукции агрегата, расчет нагрузок, проектировочные расчеты конст-
рукции , •
В главе 9 приводят описание технологического процесса сборки
агрегата.
Название агрегата пишется только в штампе чертежа. Чертеж
подписывают студент, преподаватель-консультант по технологической
части и руководитель дипломного проекта.
2.8. НАУЧНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИ? РАЗДЕЛ (НИР)
В этом разделе студенту (применительно к разрабатываемому им
самолету) необходимо решить один из научно-технических вопросов
проектирования современных самолетов.
Тема НИР дипломного проекта может быть связана с общим проек-
тированием современных самолетов; проектированием частей самолета;
проектированием конструкции, прочностью элементов, технологически-
ми процессами изготовления и сборки агрегата проектируемого самоле-
та и т.д.
При выдаче задания по данному разделу дипломного проекта мож-
но руководствоваться следующей примерной тематикой НИР (применимой
к самолетам различных назначений):
I. Анализ и обоснование аэродинамической схемы проектируемого
самолета. •*'
2. Выбор оптимальной удельной нагрузки на крыло.
3. Выбор оптимальной тяговооруженности самодета.
4. Анализ возможных схем размещения двигателей на самолете.
5. Анализ размещения воздухозаборников на самолете.
6. Анализ влияния ПГО на ЛТХ самолета.
80
7. Борьба с шумом в салоне пассажирского самолета.
8. Анализ современных средств изменения продольной устойчи-
вости самолета.
9. Расчет сбалансированной длины разбега и длины взлетной
дистанции.
10. Выбор необходимой механизации крыла.
II. Влияние реверсирования тяги двигателей на взлетно-поса-
дочные характеристики самолета.
12. Влияние управления вектором тяги двигателя на ЛТХ самоле-
та.
13. Анализ способов защиты воздухозаборника от попадания по-
сторонних предметов.
14. Выбор оптимальных геометрических параметров крыла (фюзе-
ляжа).
15. Анализ преимуществ и недостатков крыла обратной стреловид-
ности.
16. Анализ применения вертикальных аэродинамических законцо-
вок крыла. .
17. Выбор оптимального поперечного сечения фюзеляжа.
18. Выбор оптимального плеча ПГО.
19. Выбор типа шасси самолета безаэродромного базирования.
20. Анализ проходимости шасси по различным грунтам.
21. Выбор и обоснование КСС крыла (фюзеляжа, стабилизатора,
киля и т.д.).
22. Анализ конструкции агрегата, выполненного из различных
конструкционных материалов.
23. Использование композиционных материалов в конструкции кры-
ла (стабилизатора, киля и т.д.).
24. Влияние больших вырезов в крыле (фюзеляже) на передачу
внешних нагрузок.
25. Исследование влияния формы оконного вырезу на жесткостные
характеристики фюзеляжа.
26. Анализ живучести самолета при частичных повреждениях кон-
струкции.
27. Анализ акустической усталости конструкции фюзеляжа (киля
и Т.Д.).
28. Выбор параметров амортизатора шасси.
29. Исследование вариантов конструкции шасси с минимальной тру-
доемкостью технического обслуживания.
81
30. Анализ технологических процессов изготовления сотовых
(композиционных) конструкций.
... и другие.
Научно-исследовательский раздел дипломного проекта должен
состоять из следующих частей.
I. Постановка задачи исследования.
2. Анализ современного состояния и возможные пути решения
поставленного вопроса.
3. Выбор критерия оценки и обоснование метода исследования
(решения) поставленного вопроса.
4. Реализация принятого метода (выполнение) исследования.
5. Выводы и рекомендации (с обязательным использованием на
проектируемом самолете1).
Результатом выполнения научно-исследовательского раздела яв-
ляется отчет и демонстрационный плакат (для защиты проекта перед
ГЭК).
При выполнении раздела 8 рекомендуется использовать ЭВМ.
Студент должен сделать сначала предварительные (прикидочные)
исследования (расчеты, графические зависимости и т.д.), проанали-
зировать полученные результаты и обсудить их с руковрдителем дип-
ломного проекта, учесть все замечания, после чего завершить вы-
полнение научно-исследовательского раздела.
При оформлении отчета все расчеты должны сопровождаться необ-
ходимыми краткими пояснениями (по используемым аналитическим и
графическим функциональным зависимостям, связям и т.д.). Наиболее
важные (определяющие) расчеты, кроме расчетных формул, должны со-
провождаться построением результирующих графических зависимостей
и таблиц (а также других иллюстраций в зависимости от темы иссле-
дования). Требования к оформлению иллюстраций см. в разд. 2.4.
Отчет по научно-исследовательскому разделу оформляется в виде
отдельной пояснительной записки со своим титульным листом. На ти-
тульном листе отчета указывается тема исследования, фамилия и.о.
студента и руководителя проекта. Отчет подписывают студент и руко-
водитель проекта.
В главе 8 пояснительной записки приводится лишь тема НИР,
краткая аннотация работы и дается ссылка на указанный отчет.
Плакат к научно-исследовательскому разделу дипломного проекта
выполняется на листе форматом не менее 1189x841, название темы ис-
следования выносится на поле плаката (сверху). На плакате изобоа-
82
ВЫБОР ОПТИМАЛЬНОЙ ТЯГОВООРУЖЕННОСТИ САМОЛЕТА
Рис. 2.63
83
каются главные (результирующие) материалы исследования (в форме
графиков, диаграмм, формул, таблиц, рисунков, фотографий, кратко-
го текста и т.д.).
На рис. 2.63 показан пример оформления плаката по НИР.
Студент должен выполнить плакат сначала в тонких линиях
(предварительно), представить его руководителю проекта для провер-
ки и консультации, учесть все замечания и окончательно оформить
плакат.
В нижнем правом углу плаката пишется фамилия и.о. студента
и руководителя дипломного проекта.
Плакат подписывает.студент и руководитель проекта.
2.9. .ТЕХНОЛОГИЧЕСКИЙ РАЗДЕЛ
Задачей данного раздела является обеспечение совокупных
свойств производственной, эксплуатационной и ремонтной технологич-
ности проектируемых конструкций самолета.
В дипломном проекте технологический раздел связан с разработ-
кой конструктивно-силовой компоновки самолета и более конкретно
с проектированием конструкции агрегата.
Технологический раздел состоит из следующих частей:
I, Технологическая проработка конструкции изделия.
2. Технологическая концепция проектируемого самолета.
3. Разработка схемы членения самолета и схемы членения проек-
тируемого агрегата.
4. Разработка проекта сборочного приспособления агрегата или
контрольно-испытательного стенда и т.п.
Технологическую проработку конструкции проводят с использова-
нием качественных характеристик (взаимозаменяемости, контролепри-
годности и других) и количественных показателей (коэффициентов ис-
пользования материала, панелирования, унификации и др.). Уровень
технологичности определяется как отношение показателей технологич-
ности разрабатываемого изделия к соответствующим значениям базовых
показателей.
Технологическая концепция содержит обоснования выбора материа-
лов, видов полуфабрикатов, заготовок и анализ их обработки; анализ
видов соединений и их ресурсных характеристик, обеспечение требуе-
мых норм точности, качества и взаимозаменяемости.
Схема членения самолета должна быть строго увязана с чертежом
общего вида и с чертежом компоновки самолета.
Ь4
Вычерчивается схема членения на листе форматом 1189x841
в масштабе, позволяющем разместить самолет в изометрической про-
екции (углы между осями 120°) на всем поле листа с учетом изобра-
жения агрегатов и отсеков самолета в развернутом положении на не-
котором расстоянии друг от друга. Направление полета принимается
справа налево.
Расстояние между отсеками выбирается достаточным, чтобы пока-
зать характер конструктивного оформления разъемов и стыков. На
указанной схеме членения границы технологических стыков панелей,
стыков листов обшивок, двери и т.п. показывают сплошными линиями
без отодвигания их от базовых элементов частей (агрегатов) само-
лета. На рис. 2.64 показан пример оформления схемы членения само-
лета в дипломном проекте.
Приспособление для сборки агрегата или его испытаний должно
точно соответствовать технологическому процессу изготовления задан-
ного агрегата, обеспечить установленную точность параметров агрега-
та, удобство выполнения работ и возможность извлечения готового аг-
регата из приспособления.
Чертеж приспособления (стецца) выполняется на листе форматом
не менее 1180x841. Отдельно выносятся типовые сечения, на которых
показываются узлы конструкции приспособления, узлы базирования и
фиксации отдельных элементов агрегата и т.д.
Конструкция приспособления создается на базе универсальных
блоков и узлов, на которые должна быть составлена спецификация
(перечень приводится на чертеже). На рис. 2.65 показан пример
оформления чертежа стапеля сборки агрегата.
Схему членения самолета и чертеж приспособления (стенда) под-
писывают студент, консультант по технологической части и руководи-
тель дипломного проекта. Названия чертежей пишутся только в их -
штампах. ь
Схема технологического членения агрегата представляет собой
принципиальную технологическую схему сборки агрегата с эскизами
разъемов и описанием стыков, поясняющих последовательность и осо-
бенности выполнения этапов сборки.
Технологический процесс общей сборки агрегата разрабатывается
применительно к условиям серийного производства.
Все необходимые обоснования, расчеты, эскизы и т.д. техноло-
гического раздела приводятся в пояснительной записке дипломного
проекта (глава 9).
85
Рис. 2.65
Работа над технологическим разделом выполняется согласно ме-
тодическим пособиям кафедры "Технология самолетостроения" (см.,
например, [4]) под руководством преподавателя-консультанта по тех-
нологической части, который уточныет глубину проработки и необхо-
димую степень обоснования принятых решений.
2.10. ОРГАНИЗАЦИОННО-ЭКОНОМИЧЕСКИЙ РАЗДЕЛ
Организационно-экономический раздел дипломного проекта сос-
тоит из двух частей:
1. Технико-экономиче.ское обоснование (ТЭО) принимаемых про-
ектно-конструкторских решений или конструкторско-технологических
мероприятий в данном проекте самолета по экономическим критериям.
2. Решение задачи организации и управления процессами произ-
водства и труда по проектированию самолета или его агрегата.
Методика ТЭО проекта самолета зависит от его назначения.
Если темой дипломного проекта является экспериментальный ЛА.
то в процессе ТЭО определяется целесообразность проведения соот-
ветствующих исследований или экспериментов для различных объемов
работ. За критерии выбора чаще всего принимают "минимум стоимости
программы исследований или экспериментов" или "максимум прироста
качества изделия на единицу стоимости программы".
Решение задачи организации и управления процессами производ-
ства и труда по проектированию осуществляется для условий подраз-
деления, где проводится преддипломная практика. В качестве типовых
задач могут быть, например:
- организация, нормирование и стимулирование труда ИТР в кон-
структорской бригаде;
- разработка нормативов определения затрат труда, средств или
времени на выполнение ОКР;
- сетевое планирование и управление комплексом проектно-конст-
рукторских работ.
Все расчеты, табличные и графические материалы, необходимые
текстовые обоснования по разделу оформляются отдельной главой по-
яснительной записки дипломного проекта и включают: введение; эконо-
мическую часть, содержащую ТЭО решений, организационную часть, со-
держащую рекомендации по организации работ или управлению ими; вы-
воды.
Работа над организационно-экономическим разделом выполняется
согласно методическим пособиям кафедр "Организация и планирование
88
производства ЛА" и "Экономика и организация больших технических
систем" под руководством преподавателя-консультанта по экономи-
ческим вопросам, который уточныет глубину проработки раздела.
2.II. ОХРАНА ТРУДА И ОКРУЖАЮЩЕЙ СРЕДУ
Тема данного раздела дипломного проекта должна быть тесно
связана с конструкторскими, технологическими или эксплуатационны-
ми особенностями проекта.
Последовательность изложения материала должна соответство-
вать требованию полного и обоснованного раскрытия темы - предла-
гаемого решения, обеспечивающего охрану труда и окружающей среды
е заданных производственных условиях.
Предлагается следующая типовая структура раздела:
I. Выявление потенциально опасных и вредных производственных
факторов, характерных для рассматриваемых условий.
2. Характеристика воздействия выявленных факторов на организм
человека (на окружающую среду).
3. Сравнение фактических значений параметров, характеризующих
выявленные вредные и опасные факторы, с допустимыми нормами, приве-
денными в ГОСТ, ССБТ, СНиП и СН.
4. Описание существующих (или возможных) методов и средств
борьбы с выявленными вредными и опасными производственными факто-
рами.
5. Выбор и обоснование конкретных технических” мер, применение
которых наиболее целесообразно в рассматриваемых условиях.
б. Расчет выбранного метода (средства), обеспечивающего необ-
ходимые условия и охрану труда.
Раздел оформляется отдельной главой пояснительной записки дип-
ломного проекта и включает: введение; основную часть, состоящую из
рукописного текста, схем, таблиц и графиков; выводы.
Работа над разделом выполняется согласно методическим пособиям
кафедры "Охрана труда и окружающей среды" под руководством препода-
вателя-консультанта, который выдает задание персонально каждому
студенту, конкретизирует вопросы, подлежащие подробной проработке,
рекомендует план выполнения задания, проводит консультации в процес-
се работы над разделом, проверяет правильность и качество выполнения
задания.
89
2.12. АНАЛИЗ РЕЗУЛЬТАТОВ ПРОЕКТИРОВАНИЯ
Выполняя данный заключительный раздел дипломного проекта,
студент должен сделать сравнительный анализ ЛТХ и других основных
характеристик спроектированного самолета и самолетов-прототипов,
построить сводную таблицу с перечнем этих ЛТХ (таблица выполняет-
ся на листе форматом 297x210 мм); краткие выводы по дипломному
проекту в целом.
Основой для сравнительного анализа является таблица основных
характеристик спроектированного самолета (см. разд. 2.5.1) и са-
молетов-прототипов (см. разд. 2.1).
Сравнение характеристик должно сопровождаться кратким пояс-
нением причин улучшения (или ухудшения) тех или иных характерис-
тик.
Материалы анализа результатов проектирования (в том числе и
таблица) помещаются в главу 12 пояснительной записки дипломного
проекта.
3. ТРЕБОВАНИЯ И РЕКОМЕНДАЦИИ К СОДЕРЖАНИЮ И ВЫПОЛНЕНИЮ
ИЗМЕНЕННЫХ ДИПЛОМНЫХ ПРОЕКТОВ
3.1. РЕКОМЕНДАЦИИ ПО ИСПОЛЬЗОВАНИЮ СРЕДСТВ АВТОМАТИЗАЦИИ
ПРОЕКТНО-КОНСТРУКТОРСКИХ РАБОТ
Применение средств автоматизации проектно-конструкторских
работ (АПКР) при выполнении дипломного проекта по специальности
"Самолетостроение" позволяет значительно повысить качество диплом-
ного проекта и познакомиться с современными методами разработки
проектно-конструкторской документации в авиационных КБ (требования
по объему дипломного проекта см. разд. 1.2...1.7 данного учебного
пособия).
Средства АПКР включают в себя:
системы машинной графики, применяющиеся в промышленности
(примени выполнения дипломного проекта о применением системы ма-
шинной графики приведены на рис. 3.1 ... 3.5);
пакеты прикладных программ по расчету веса, летно-техничес-
ких и прочностных характеристик;
Наиболее предпочтительным является использование систем машин-
ной графики для выполнения чертежей:
общего вида самолета,
центровочной схемы самолета,
90
3
Рис. 3.1
91
ю
г?
Рис. 3.2
Рис. 3.3

компоновочной схемы самолета,
конструктивно-силовых схем агрегатов планера,
взлетно-посадочной схемы самолета,
теоретических схем агрегатов планера.
При этом в дипломном проекте может быть использовано сочета-
ние машинных и ручных методов выполнения чертежей.
В качестве темы научно-исследовательского раздела проекта
может быть разработка 3-х мерной геометрической модели самолета
с применением методов поверхностного и твердотельного моделирова-
ния, что позволяет построить графики площадей поперечных сечений,
определить омываемую поверхность самолета, объемы отсеков и агре-
гатов, их центры тяжести и моменты инерции.
Кроме того, геометрическая модель поверхности самолета позво-
ляет быстро и качественно построить схему технологических членений
планера-
Наряду с промышленными системами машинной графики при разра-
ботке отдельных разделов дипломного проекта могут быть использова-
ны учебные прикладные программы, с которыми студенты были ознаком-
лены при проведении лабораторных работ по курсу АПКР.
3.2. КОМПЛЕКСНЫЙ ДИПЛОМНЫЙ ПРОЕКТ
Комплексный дипломный проект (КДП) допускается только с разре-
шения заведующего кафедрой.
При выполнении всех требований кафедры к дипломному проекту
по специальности "Самолетостроение", изложенных в данном учебном
пособии, КДП должен содержать более глубокие разработки отдельных
научно-технических вопросов проектируемого самолета (см.разд.1.2).
Основой для углубленной проработки разделов КДП может служить
выполненная работа студентов (в период обучения в МАИ) в научных
группах при кафедре, в государственных (и коммерческих) конструк-
торских бюро, а также углубленное изучение вопросов конструирова-
ния и проектирования самолетов при индивидуальной целевой подготов-
ке студентов по прямым договорам с промышленностью и т.д.
Главной организационной задачей преподавателя-руководителя КДП
является формирование стабильного коллектива из двух-четырех сту-
дентов (на добровольной основе) с одинаковым уровнем профессио-
96
нальной подготовки, способных к совместной творческой работе.
Подбор студентов рекомендуется проводить еще в период преппип-
ломной практики с целью сбора и анализа более обширного материа-
ла для углубленной проработки конкретных разделов КДП.
Задание на КДП выдается каждому студенту. Распределение ра-
боты между студентами по представлению руководителя проекта ут-
верждается заведующим кафедрой. В бланке "Задания" в пункте "Осо-
бые требования" должно быть записано "Комплексная разработка про-
екта". На оборотной стороне бланка приводится перечень конкретных
вопросов для углубленной проработки данным студентом. Эту часть
"Задания" также подписывают студент и руководитель проекта. Если
в перечень указанных вопросов входят вопросы, связанные с разд. 9,
то этот перечень должен быть подписан еще и консультантом по техно-
логической части.
Общая трудоемкость проекта каждого студента должна быть одина-
ковой и равняться трудоемкости традиционного проекта (15...20 чер-
тежных листов формата 841x594 и 100x130 листов пояснительной запис-
ки). Для реального выполнения углубленной проработки указанных воп-
росов допускается уменьшение содержания или сокращение полностью
отдельных разделов проекта (по согласованию руководителя проекта
с заведующим кафедрой).
Комплексный дипломный проект должен состоять из двух частей.
Первая часть является результатом совмещенного (индивидуального и
коллективного) творчества группы дипломников. Э<та часть должна со-
держать вое разделы, входящие в состав дипломного проекта (см.
разд. 1.2 данного учебного Пособия), выполненные с расширенной
проработкой (более подробно чертежи компоновки самолета и агрегата,
углубленная проработка НИР и т.д.). Материалы этой части оформляют-
ся в единую пояснительную записку.
Вторая часть проекта содержит персональные разработки каждого
студента в конструкторской, технологической и других областях, а
также научно-исследовательский раздел проекта. Каждый студент-
оформляет эти разработки в виде самостоятельной пояснительной за-
писки и соответствующих графических материалов.
Возможно два подхода к выбору тематики комплексного дипломного
проекта. Первый - углубленная разработка проекта самолета в целом.
Второй - специальные разработки в отдельных направлениях самолето-
строения.
97
Содержание КДП, связанного с первой тематикой, включает в
себя разработки альтернативных компоновок самолета, вариантов
его применения, конструкций агрегатов, обслуживания и эксплуата-
ции самолета в экстремальных условиях, технико-экономическую
оценку проекта самолета и ряд других материалов. В соответствии
с требованиями) кафедры, предъявляемыми к дипломному проекту, та,-
кое еиметание дает хорошую основу для более глубокой разработки
проекта самолета.
Второй подход к выполнению ВД1 связан со специализированной
разработкой одного из направлений самолетостроения. Примерами мо-
гут служить использование компьютерных технологий в самолетострое-
нии, прочностное проектирование конструкции и другие нетрадицион^
ные для дипломного проекта вопросы.
Процесс работы над комплексным дипломным проектсы и контроль
за ходом его выполнения должны соответствовать требованиям, изло-
женным в данном учебном пособии.
Защита дипломного проекта производится также в соответствии
с этим пособием (см. разд. 1.7).
Каждый из студентов делает доклад по разработанным им материа-
лам в течение 10...12 минут и отвечает на вопросы членов ГЭК по
проекту и докладу. Как правило, эти вопросы относятся к материалам
его разработок. Однако студент должен хорошо ориентироваться и в
других инженерно-авиационных вопросах.
Члены ГЭК оценивают уровень профессиональной подготовки каждо-
го студента по результатам выполнения дипломного проекта, доклада
и ответов на вопросы.
98

ЛИТЕРАТУРА
I. Е г е р С.М., Мишин В.Ф., Лисейцев Н.К.
и др. Проектирование самолетов. - М.: Машиностроение, 1983.
2. Житомирский Г.И. Конструкция самолетов. -
М.: Машиностроение, 1991.
3. В о й т Е.С., Е н д о г у р А.И., Мелик - Сар-
кисян З.А., Алявдин И.М. Проектирование конструкций
самолетов. - М.: Машиностроение, 1987.
4. К р ы с и н В.Н. Технология производства: Методические
указания к дипломному проектированию. - М.: Изд-во МАИ, 1991.
5. Стригунов В.М. Расчет самолета на прочность. -
М.: Машиностроение, 1984.
6. 3 а й ц е в В.Н., Рудаков В.Л. Конструкция и
прочность самолетов. - Киев: Вища школа, 1978.
7. Единые Нормы Летной Годности гражданских транспортных са-
молетов. 1985.
8. Торенбик Э1 Проектирование дозвуковых самолетов.-
М.: Машиностроение, 1983.
9. Ц и х о ш Э. Сверхзвуковые самолеты. - М.: Мир, 1983.
99
ОГЛАВЛЕНИЕ
Предисловие ............................................. 3
I. Общие положения ..................................... 4
1,1. Задачи дипломного проектирования .......... ... 4
1.2. Состав дипломного проекта....................... 4
1.3. Структура задания на дипломный проект........... 5
1.4. Организационно-административные требования
к выполнению дипломного проекта............................... 6
. 1.5. Выполнение дипломного проекта.................... 7
1.6. Рецензирование дипломного проекта............... 8
1.7. Защита дипломного проекта....................... 9
2. Требования к разделам дипломного проекта.............10
2.1. Предварительные изыскания ..................... 10
2.2. Выбор схемы самолета и типа двигателя ..........13
2.3. Расчет взлетного веса и выбор основных пара-
метров самолета.............................................. 14
2.4. Определение основных летно-технических
характеристик самолета ...................................... 21
2.4.1. Этап "Взлет" ...........................22
2.4.2. Этап "Набор высоты" ................... 22
2.4.3. Этап "Горизонтальный полет" ............25
2.4.4. Этап "Посадка" ........................ 28
2.5. Компоновка самолета ........................... 29
2.5.1. Аэродинамическая компоновка..............29
2.5.2. Объемная компоновка и центровка
самолета 35
2.5.3. Конструктивно-силовая компоновка ...... 40
2.6. Определение характеристик маневренности,
продольной устойчивости и управляемости ................. 68
2.7. Разработка конструкции агрегата.................71
2.8. Научно-исследовательский раздел (НИР) ......... 80
2.9. Технологический раздел ........................ 84
2.10. Организационно-экономический раздел............88
2.II. Охрана труда и окружающей среды ...............89
2.12. Анализ результатов проектирования..............90
3. Требования и рекомендации к содержанию и выполне-
нию измененных дипломных проектов ........................... 90
3.1. Рекомендации по использованию средств автома-
тизации проектно-конструкторских работ ...................... 90
3.2. Комплексный дипломный проект ............96
Литература ............................................ 99