+ All Categories
Home > Documents > A 310 Proect CSA 2003

A 310 Proect CSA 2003

Date post: 07-Feb-2016
Category:
Upload: mihaela-nastase
View: 66 times
Download: 1 times
Share this document with a friend
Description:
Proiect constituit pentru cursul din cadrul facultatii de Inginerie tatea POlithnica Bucuresti Aerospatiale, UniversiCSA (Construtia Structurilor de Aviatie). Tema proiectului se refera la constructia avionul Airbus A310, continitand date istorice, specificatii tehnice, devizul de greutati, epura de centraj, diagrama de manevre si rafala, precum si anvelopa de zbor.
26
UNIVERSITATEA POLITEHNICA DIN BUCURESTI FACULTATEA DE INGINERIE AEROSPATIALA TEMA de CASĂ la disciplina CONSTRUCTIA STRUCTURILOR AEROSPATIALE - Avion de pasageri - Model A310 Titulari curs: Student:Burlacu Paul S.l. ing. I. Predoiu Grupa:931 Coordonare tema: S.l. ing. I. Predoiu
Transcript
Page 1: A 310 Proect CSA 2003

UNIVERSITATEA POLITEHNICA DIN BUCURESTI

FACULTATEA DE INGINERIE AEROSPATIALA

TEMA de CASĂ

la disciplinaCONSTRUCTIA STRUCTURILOR AEROSPATIALE

- Avion de pasageri- Model A310

Titulari curs: Student:Burlacu PaulS.l. ing. I. Predoiu Grupa:931Coordonare tema:S.l. ing. I. Predoiu

2009 – 2010

Page 2: A 310 Proect CSA 2003

Airbus A310,lansat în 1978,a fost a doua aeronavă construită de compania Airbus Industries.Este un avion bimotor de capacitate medie si diametru mare cu două culoare pentru transport pasageri,fiind varianta mai scurtă a modelului A300. Avionul a fost dezvoltat pentru a asigura zboruri transatlantic si a fost vândut ca un prim pas pentru linii aeriene în operaţiuni cu avioane de mare capacitate. Datorită scurtării, A300 are o rază de actiune mai mare, dar o capacitate redusă de pasageri. Intre A300 şi A310 există o compatibilitate mare - un pilot de A300B6 poate pilota un A310 după doar o zi de pregatire.

Pe 3 aprilie 1982 avionul A310 efectueaza primul zbor, iar un an mai tarziu Lufthansa si Swissair introduc noul avion pe rutele aieriene de pasageri.

Avionul nu a fost popular; au fost produse doar 255 exemplare dar, din cauza diferenţelor relativ mici faţă de A300, a fost un produs profitabil. Este unul din cele mai mici avioane cu două culoare, cu capacitatea maximă de 295 de pasageri (capacitatea tipică este de doar 215 - 195 clasa economic şi 20 clasa business). Producţia a avut loc între 1982 şi 2007 (deşi, în practică, ultimul avion a fost livrat în 1998). Astăzi este folosit în special pentru marfă - prin conversii făcute de liniile aeriene (Airbus nu a produs un model de marfă), operatorul principal fiind Fed Ex cu numar 59 de avioane.

Au existat două modele - A310-200 şi A310-300, diferenţele fiind doar de autonomie şi masă maximă autorizată, prin adăugarea unui rezervor central şi unele modificari la stabilizatorul orizontal.

A310-200 este modelul iniţial,al 162-lea avion ieşit de pe linia de producţie a Airbus,a efectuat primul zbor în aprilie,1982;are o autonomie de 6800 km (5500 pentru modelul de marfă)

A310-300 este modelul dezvoltat ulterior, cu o autonomie de 9600 km (7330 pentru modelul de marfă).

A310-MRTT este o conversie militară fiind tranformat in avion cisterna pentru realimentare în zbor, folosit de Luftwaffe din Germania si de fortele aeriene din Canada.

Page 3: A 310 Proect CSA 2003

În versiunea standard A310-200 a fost echipat cu motoare General Electric CF6 si motoare Pratt & Whitney JT9D . A fost disponibil cu General Electric CF6 şi Pratt & Whitney JT9D motoare,iar pentru A310-300 dimensiunile sunt in general aceleasi, adauganduse un rezervor suplimentar marind astfel rezerva de combustibil si implicit autonomia de zbor.

Page 4: A 310 Proect CSA 2003

Istoric accidente

7 avioane A310 s-au prăbuşit de la lansare, accidentele soldându-se cu 670 decese. 10 deturnări au provocat alţi 5 morţi.

Cel mai grav accident aviatic din România,zborul Tarom 371, care s-a prăbuşit la 31 martie 1995 lângă Baloteşti provocând moartea a 60 de persoane a implicat o aeronavă Airbus A310. Alte incidente notabile au fost zborul Kenya Airways 431 care s-a prăbuşit în 2000 în condiţii similare în Oceanul Atlantic şi zborul Aeroflot 593, care s-a prăbuşit în Siberia în 1994 după ce pilotul şi-a lăsat fiul de 14 ani la cârma avionului. O aeronavă Airbus A310, cu 153 de persoane la bord, s-a prăbuşit în 29 iunie 2009 lângă insulele Comore din Oceanul Indian.

Avionul nu a avut un competitor direct - cel mult, se poate spune că este situat undeva între Boeing 757 şi Boeing 767 atât ca autonomie cât şi capacitate. Înlocuitorul direct a fostAirbus A330, dar acesta are capacitate crescută şi autonomie mult mai mare

Page 5: A 310 Proect CSA 2003

Specificaţii Tehnice

A310-200 A310-200F A310-300 A310-300F

Piloti 2

Lungime 46.66 m

Inaltime 15.8m

Anvergura 43.9 m

Unghi aripi 28 °

Latime 5.64 m

Pasageri (2 clase) 218-279 33 t cargo 218- 279 33 t cargo

Masa maxima autorizata 142000 kg 164000 kg

Masa proprie 82142 kg 72400 kg 83100 kg 73900 kg

Capacitate combustibil 55200 L 75450 L

Viteza de croaziera 0.79 Mach

Viteza maxima 0.84 Mach

Altitudinea maxima de serviciu 12000 m

Putere (x2) 222.4 kN / 238 kN 249 kN / 262.4 kN

Motoare PWJT9D-7R4 / CF6-80C2A2 PW4156A /CF6-80C2A8

Autonomie 6800 km 5500 km 9600 km 7330 km

Page 6: A 310 Proect CSA 2003

MOTOARE:

Model Data Motoare

A310-203 1985 General Electric CF6-80A3

A310-204 2001 General Electric CF6-80C2A2

A310-221 1985 Pratt & Whitney JT9D-7R4D1

A310-222 1985 Pratt & Whitney JT9D-7R4E1

A310-304 1988 General Electric CF6-80C2A2

A310-322 1987 Pratt & Whitney JT9D-7R4E1

A310-324 1987 Pratt & Whitney PW4152

A310-325 1996 Pratt & Whitney PW4156A

Page 7: A 310 Proect CSA 2003

Statistică A310: Comenzi şi livrări până la Septembrie 2008

 2005   2004   2003   2002   2001   2000   1999   1998   1997   1996   1995   1994   1993 

0 0 0 0 0 0 0 1 2 2 2 2 22

 1992   1991   1990   1989   1988   1987   1986   1985   1984   1983   1982   1981   1980 

24 19 18 23 28 21 19 26 21 17 0 0 0

Page 8: A 310 Proect CSA 2003
Page 9: A 310 Proect CSA 2003

Avionul în trei vederi

46.66 m

43.9 m

Page 10: A 310 Proect CSA 2003
Page 11: A 310 Proect CSA 2003

Pentru realizarea structurii avionului A310 s-au folosit subansamble din duraluminiu, aliaje pe bază de aluminiu şi materiale compozite.Partea exterioară a fuselajului ,a aripilor şi structura de rezistenţă a acestora este realizată in cea mai mare parte din duraluminiu şi aliaje pe baza de aluminiu,iar in unele locuri s-au utilizat materiale compozite: plastic ramforsat cu fibre de carbon, sticla si aramid.

Subansamblele puternic solicitate din punct de vedere mecanic au fost confectionate din material compozit armat cu fibre de carbon ,de exemplu ampenajul vertical si cel orizontal; urmate apoi de subansamblele confectionate din material compozit armat cu fibre de sticla si de subansamblele din compozit armat cu fibre de aramid.

Page 12: A 310 Proect CSA 2003

B_RF_050000_1_A310000_01_00

Page 13: A 310 Proect CSA 2003

Deviz de greutati

GROUP / Subgroup % Gmax Observation

Tota

l wei

ght e

mpt

y - o

pera

tiona

l

G0

OVERALL G0 /Gmax 46740 kg 57

WING 12660 kg 15

FUSELAGE1066o kg 13

TAIL 1230 kg 1,5

ALIGHTING GEAR (2-Point) 4510 kg 5,5

Main landing gear 4100 kg 5

Tail wheel 410 kg 0,5

ALIGHTING GEAR (3-Point) 4510 kg 5,5

Main landing gear 4100 kg 5

Tail wheel 1640 kg 2

POWR PLANT18040 kg 22

Engines 12300 kg 15

Propellers 2460 kg 3

Engine accessories 1640 kg 2

Power plant controls 320 kg 0,4

Starting system 738 kg 0,9

Fuel system 1640 kg 2

Lubricating system 492 kg 0,6

SURFACE CONTROLS 1640 kg 2

(STANDARD) EQUIPMENT 4100 kg 5

Instruments 820 kg 1

Electrical equipment 2460 kg 3

Communicating equipment 1640 kg 2

De-icer installation 49.2 kg 0,06

FURNISHINGS 5740 kg 7

Weight per passenger 45 –85 kg 45 85 daN/pax

RESIDUAL FUEL and OIL 15 daN/motor

Page 14: A 310 Proect CSA 2003

Ope

ratio

nal l

oad

Gu

OVERALL Gu /Gmax

Crew / Passengers Standard weight plus hand bag

65 kg 80 + 20 =

100 daN/pax

Useful load ( Food and water ) Weight per passenger

492 kg 0,6

3.5 9.0 lb/pax

~(1.5 4.0 daN/pax)

Fuel and oil 55000 kg ...

II. Cargo/Transport Weights

(15.25)

(15.26)

(15.27)

(15.28)

(15.29)

Page 15: A 310 Proect CSA 2003

IV...MOMENTE DE INERŢIE ALE AVIONULUI

Formule de evaluare preliminară (cf. [Grosu - Calculul şi Construcţia Avionului...]) - unităţi SI, axe "româneşti" (x - ruliu; y - tangaj; z - giraţie) - [GAV - greutatea avionului; (2b) - anvergura aripii; L, H - dimensiunile "de gabarit" ale avionului]:

Jx = 627669,3 Nm Kx = 0,15

Jy = 2563562,5 Nm Ky = 0,22

Jz = 1161966 Nm Kz = 0,15

Page 16: A 310 Proect CSA 2003

DIAGRAMA DE MANEVRA

Date de pornire:

masa aeronavei.......................................

suprafata de referinta a aripii.................

anvergura..................................................

coarda medie geometrica......................

caracteristici aerodinamice....................

factori de sarcina prescrisi....................

vitezele impuse de regulament..............

densitatea aerului la inaltimea z=14500.......

viteza sunetului la z=14500............................

M 142000kg G M g

G 1.3925 106 N

S 182.5m2

b 43.9m

cmg S b 1 cmg 4.1572m

Czmax.poz 1.25 Czmax.neg 0.875

dCz_d 3.92 4.3 4.5 4.7 4.87( )T rad 1

Mach 0.2 0.4 0.6 0.8 0.9( )T

Vit Mach 340 m s 1

n1 2.5 n4 2.5 n3 1 n2 0

VD 302.08ms

VC 0.8 VD VE 0.8 VD

VD 302.08m s 1 VC 241.664m s 1

0.328kg

m3

a 290.807ms

Page 17: A 310 Proect CSA 2003
Page 18: A 310 Proect CSA 2003

Vom calcula in continuare punctele caracteristice ale DM:

VAn1 G

2

S Czmax.poz VA 305.0466m s 1 VA 1.0982 103

kmhr

VC 869.9904kmhr

VA2n3 G

2

S Czmax.neg VA2 230.5935m s 1 VD 1.0875 103

kmhr

VA2 830.1367kmhr

Viteza minima de sustentatie:

VsG

2

S Czmax.poz Vs 192.9284m s 1 Vs 694.5422

kmhr

Puncte caracteristice diagramei:

n 1 Vs 192.9284m s 1

n1 2.5 VA 305.0466m s 1 VC 241.664m s 1 VD 302.08m s 1

n2 0 VD 302.08m s 1

n3 1 VE 241.664m s 1 VA2 230.5935m s 1

Page 19: A 310 Proect CSA 2003

Definim vectorii si functiile necesare trasarii DM:

n n1 n1 n1 n2 n3 n3( )T v VA VC VD VD VE VA2 T

np1 v( )

2

v2 S Czmax.poz

G np2 v( )

2

v2 S Czmax.neg

G1( )

vp1 0ms

1ms

VA vp2 0ms

1ms

VA2

vp4 0ms

1ms

VD i 1 6

Page 20: A 310 Proect CSA 2003
Page 21: A 310 Proect CSA 2003

DIAGRAMA DE RAFALA

viteza la care apare regimul transonic: Vcr 0.8 a Vcr 232.6456m s 1

interpolam panta curbei de portantain functie de viteza: dcz_d x( ) interp lspline Vit dCz_d( ) Vit dCz_d x( )

coeficienti de atenuare rafala:

g x( )2

MS

cmg dcz_d x( ) x( ) if x Vcr

g x( )1.03

6.95 g x( )1.03

0.88g x( )

5.3 g x( )

factorul de sarcina in rafala: nraf x w( ) 112

SG

dcz_d x( ) x( ) x w

vitezele rafalelor conf. regulamentuluila 14500 m:

w1 10.2ms

w2 7.65ms

w3 3.825ms

Determinarea punctelor caracteristice ale DR:

VB' root nraf x w1( ) np1 x( ) x nB' nraf VB' w1 nG' nraf VB' w1

VQ' root nraf x w1( ) np1 x( ) x nQ' nraf VQ' w1

Page 22: A 310 Proect CSA 2003

nC' nraf VC w2 nF' nraf VC w2

nD' nraf VD w3 nE' nraf VD w3

Rezultate:

VB' 209.4486m s 1 nB' 1.1786

VC 241.664m s 1 nC' 1.1783

VD 302.08m s 1 nD' 1.1175

VD 302.08m s 1 nE' 0.8825

VE 241.664m s 1 nF' 0.8217

n.raf nB' nC' nD' nE' nF' nG' nQ' T v.raf VB' VC VD VD VC VB' VQ' T

j 1 7 vp3 VQ' VQ' 1ms

VB'

Page 23: A 310 Proect CSA 2003

ANVELOPA de ZBOR = {DM} U {DR}

0 100 200 300 4001.5

1

0.5

0

0.5

1

1.5

2

2.5

3

ni

np1 vp1 np2 vp2 0

n.raf j

np1 vp3

vi vp1 vp2 vp4 v.raf j vp3

Page 24: A 310 Proect CSA 2003

Recommended