Дипломная работа (ВКР) — бакалавр, специалист на тему Модернизация топливной системы самолёта гражданской авиации

Содержание:

ВВЕДЕНИЕ 4

1. МАССОВЫЙ РАСЧЕТ САМОЛЕТА 6

(ПРОТОТИП В737 ИЛИ А320) 6

1. Анализ различных способов подачи топлива к двигателям 10

1.1. Централизованная подача 10

2.1. Долевая подача 13

2.2. Централизованно-долевая подача 29

2.4. Автономная подача 31

3. Разработка топливной системы самолета 36

3.1. Требования, предъявляемые к топливным системам 36

3.2. Анализ путей повышения надежности авиационных 41

конструкций 41

3.3. Выбор схемы топливной системы 44

3.4. Работа топливной системы 46

3.5. Расчеты 48

3.5.1. Подбор самолетного подкачивающего насоса и определение диаметра трубопровода заборной магистрали 48

3.5.2. Определение высотности топливной системы 73

4. УПРАВЛЕНИЕ И КОНТРОЛЬ РАБОТЫ СИСТЕМЫ 76

ВЫВОДЫ 84

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ 85

Введение:

ВВЕДЕНИЕ

Одно из главных направлений улучшения топливной эффективности авиации связано с эксплуатацией более современных ТРДД нового поко-ления. Современные двигатели четвертого поколения отличаются более высокой степенью двухконтурности т=5-6, высоким уровнем температуры газа на входе в турбину 1300°-1400°К, значительной степенью повышения давления 25-35.

Улучшение параметров термодинамического цикла для газотурбин-ных двигателей приводит к увеличению весовых отдач, уменьшению раз-меров двигателя, является эффективным способом снижения удельных расходов топлива. Дальнейшее повышение эффективности турбореактив-ных двухконтурных двигателей связано с увеличением температуры газа перед турбиной и повышением давления в компрессорах. Исследования и разработки двигательных НИИ и ОКБ показывают, что в перспективе произойдет дальнейшее уменьшение удельного расхода топлива на 15-20% за счет перехода к двигателям со сверхбольшой степенью двухкон-турности (10-20) с применением низконапорного закапотированного вин-тового вентилятора, возрастанием характеристик термодинамических цик-лов двигателей, КПД узлов. Степень повышения давления в компрессорах перспективных двигателей достигнет 40-60, а температура газа перед тур-биной на крейсерском режиме 1500°-1550°К.

Использование на перспективных пассажирских самолетах двигате-лей со сверхбольшой степенью двухконтурности, низкими удельными рас-ходами топлива в крейсерском режиме полетов требует учета многих дру-гих факторов.

Целью работы является приобретение навыков самостоятельного решения инженерных практических задач, касающихся расчета характери-стик самолетов,и обеспечением безопасности полетов.

Задачи работы:

1. Систематизация, закрепление и расширение теоретических знаний и практических навыков расчета самолетов, применение знаний в процессе решения конкретных инженерных практических задач

2. Развитие навыков самостоятельной работы, изучения научной и специальной литературы

3. Получение и обработка статистических материалов в области без-опасности полетов, авиационной безопасности, безопасности труда авиапредприятий, использование современных компьютерных средств

4. Изучение авиационно-технической документации конкретного оборудования, топливных систем самолетов

Практическая значимость состоит в описании физических основ и сущности предотвращении скопления взрывоопасных паров в топливных баках. Решением проблемы связанной с повышением безопасности топли-вных баков, может стать модернизация топливной системы системой нейт-рального газа.

Работа состоит из введения, пяти глав, заключения, списка литерату-ры.

Фрагмент текста работы:

1. МАССОВЫЙ РАСЧЕТ САМОЛЕТА

(ПРОТОТИП В737 ИЛИ А320)

Определение массы коммерческой нагрузки и взлетной массы само-лета:

mкн = k1 (75 + mб.б.) nпас = 1,2(75 + 20)220 = 25080 кг = 25,08 т

Масса снаряжения и служебного груза определяется для пассажир-ского самолета:

mсн.г. = 80 nэк. + 65 nб + (k2 + 0,8 T) nпас.= 80·2 + 65·2+ (2 + 0,8·3,84)·220 = 1405,84 кг = 1,4058 т

Самолет оборудован двумя двигателями типа ТРД, которые крепятся к пилонам на крылья. Фюзеляж с поперечным сечением круг-лой формы является наиболее выгодным в аэродинамическом отноше-нии.

В самолёте используется трехопорное шасси с передней опорой: состоит из двух (опорных) основных опор; расположенных вблизи ЦМ по разные стороны плоскости симметрии самолета и прикрепленных к крылу, передней опоры, расположенной в носовой части фюзеляжа.

К числу основных параметров крыла относятся профиль и относите-льная толщина , стреловидность по 0,25 хорд, удлинение, сужение, уде-льная нагрузка на крыло.

Аэродинамические и весовые характеристики фюзеляжа сущест-венно зависят от его формы и размеров, которые определяются такими геометрическими параметрами, как форма