Уфимский государственный технический университет
Кафедра авиационные двигатели
Курсовой проект по дисциплине "Конструкция и прочность летательных аппаратов"
На тему: "Проектировочный расчет крыла"
Уфа 2017
Задачей проектируемого летательного аппарата является перевозка пассажиров на авиалиниях малой протяженности (около 1400 км) с коммерческой нагрузкой до 1960 кг. Самолет должен обеспечивать взлет и посадку на грунтовых и бетонных аэродромах с длинной ВПП до 1000 м, обладать высокими экономическими показателями в сочетании с высокой надежностью и безопасностью полетов. Для поддержания требуемого уровня надежности и безопасности полетов самолет должен обладать высокой эксплуатационной технологичностью.
Устанавливаем следующие летно-технические характеристики:
максимальная взлетная масса – 6600 кг;
максимальная коммерческая нагрузка – 1960 кг;
дальность полета при максимальной заправке топливом – 2000 км;
крейсерская скорость полета – 350 км/ч;
экипаж (чел.) – 2;
сбалансированная длина ВПП (м) – 1000;
высота крейсерского полета (м) – 4000;
скорость захода на посадку (км/ч) – 160;
максимальная посадочная масса (кг) – 6390;
масса пустого снаряженного самолета (кг) – 3730;
максимальный запас топлива (кг) – 1070;
тип двигателя – ТВД Garrett TPE331;
мощность (кВт) – 580.
Наиболее близкими аналогами разрабатываемого летательного аппарата являются самолеты Dornier Do 228, Рысачок, EV-55 Outback.
Оглавление
1 Составление таблицы и исходных данных. Сбор и обработка статистики
2 Составление уравнения баланса масс самолета
2.1 Уравновешивание самолета в вертикальной плоскости
3 Выбор компоновочной схемы ЛА
4 Разработка конструкции узла
4.1 Крыло
5 Разработка и расчет на прочность основных элементов крыла
6 Заключение
7 Список используемой литературы
