 |
АвтоАвтоматизацияАрхитектураАстрономияАудитБиологияБухгалтерияВоенное делоГенетикаГеографияГеологияГосударствоДомДругоеЖурналистика и СМИИзобретательствоИностранные языкиИнформатикаИскусствоИсторияКомпьютерыКулинарияКультураЛексикологияЛитератураЛогикаМаркетингМатематикаМашиностроениеМедицинаМенеджментМеталлы и СваркаМеханикаМузыкаНаселениеОбразованиеОхрана безопасности жизниОхрана ТрудаПедагогикаПолитикаПравоПриборостроениеПрограммированиеПроизводствоПромышленностьПсихологияРадиоРегилияСвязьСоциологияСпортСтандартизацияСтроительствоТехнологииТорговляТуризмФизикаФизиологияФилософияФинансыХимияХозяйствоЦеннообразованиеЧерчениеЭкологияЭконометрикаЭкономикаЭлектроникаЮриспунденкция
Статистические ДАННЫЕ НЕОБХОДИМЫЕ ДЛЯ проектирования
ПРЕДВАРИТЕЛЬНЫЕ ИЗЫСКАНИЯ. ВЫБОР СХЕМЫ САМОЛЕТА И ТИПА ДВИГАТЕЛЯ
ПОСТАНОВКА ЗАДАЧИ
Темой исследований является "Разработка и описание конструкции дозвукового - неманевренного самолёта".
Необходимо спроектировать дозвуковой – неманевренный самолёт типа Ан-124, который должен отвечать следующим требованиям:
Таблица 1
Основные требования
| Vmax, км/ч | Vкр, км/ч | Vпос, км/ч | L, км | Нкр, м | mц.н., кг | mсл.н., кг | LВПП, м |
С целью выбора самолета-прототипа и назначения его в качестве базового для проектирования выполнен анализ конструктивно-компоновочных схем и основных летно-технических характеристик современных и перспективных транспортных самолетов. В результате анализа составлена таблица основных данных (табл. 1.2)
Прототипом проектируемого самолёта кроме Ан-124 является самолёт C-5A. Этот самолёт наиболее близок по компоновке и ЛТХ
Таблица 1.2
| Характеристика | Прототип С-5А (США) | Базовый прототип Ан-124 “Руслан” | Проектируемый самолёт |
| Максимальная скорость, км/ч | |||
| Крейсерская скорость, км/ч | |||
| Высота крейсерского полета, м | |||
| Дальность полета, км | |||
| Посадочная скорость, км/ч | |||
| Скорость отрыва, км/ч | |||
| Количество пассажиров(экипаж) | |||
| Длина ВПП, м | |||
| Расчетная взлётная масса, кг | |||
| Масса целевой нагрузки, кг | |||
| Относительная масса топлива во внутренних баках | 0,23 | 0,3 | |
| Стартовая удельная нагрузка на крыло, Н/м2 | |||
| Стартовая тяговооруженность | 0,23 | 0,288 | |
| Количество и тип двигателей | 4 ТРДД Дженерал Электрик TF39-GE-1 | 4 ТРДД ОКБ «Прогресс» Д‑18Т | 4 ТРДД ОКБ «Прогресс» Д‑18Т |
| Стартовая тяга 1 двигателя, кН | 186,4 | ||
| Стартовый удельный расход топлива, кг/(Н×ч) | - | 0,047 | 0,047 |
| Крейсерский удельный расход топлива, кг/(Н×ч) | - | 0,062 | 0,061 |
Статистические ДАННЫЕ НЕОБХОДИМЫЕ ДЛЯ проектирования
| Параметр | статистика | Выбранное значение | |||
массовые относительные ( )
| |||||
конструкции 
| 0,26…0,28 | 0,27 | |||
силовой установки 
| 0,08…0,12 | 0.11 | |||
оборудования и управления 
| 0,08…0,14 | 0,12 | |||
топлива 
| 0,25…0,30 | 0,3 | |||
| геометрические: | |||||
| крыло | ГО | ВО | |||
удлинение ( ):
| (5,3…9)8,32 | (2,0…4,5) 4,12 | (0,8…1,4)1,32 | ||
относительная толщина профиля
( ):
| (0,07…0,15) 0,12 | (0,9…1,0)  0,12
| (0,9…1,0) 0,12
| ||
сужение ( )
| (2,0…4,5) 4,1 | (2,0…4,0) 3,4 | (2,0…5,0) 3,11 | ||
| угол стреловидности по передней кромке [град.]: | 27,50 (по ¼ линии хорд) | 32,70 | 400 | ||
угол установки ( ), [град.]:
| 20 | 00 | - | ||
относительная площадь ( ) оперения:
| - | (0,18…0,3) 0,26 | (0,12…0,27) 0,15 | ||
| относительное плечо оперения: | - | (1,5…4) 3,07 | (0,5…1,0) 0,31 (по прототипу) | ||
коэффициент статического момента оперения ( ):
| - | (0,2…1,1) 0,79 | (0,025…0,12) 0,04 | ||
диаметр фюзеляжа  [м]
| по прототипу | 7,68 | |||
удлинение фюзеляжа ( )
| 5,5…13 | 8.32 | |||
| аэродинамические: | |||||
| Максимальные коэффициенты подъёмной силы: | |||||
В полетной конфигурации 
| по зависимости | 1,2 | |||
максимальный в посадочной конфигурации 
| по зависимости | 2,21 | |||
максимальный во взлетной конфигурации 
| по зависимости | 2,19 | |||
| аэродинамическое качество: | |||||
максимальное 
| по прототипу | ||||
степень продольной статической устойчивости самолёта:  ;
| по прототипу | -0,12 | |||
коэффициент трения колес  :
| |||||
при разбеге 
| по заданию | 0,02 | |||
при пробеге 
| по заданию | 0,02 | |||
| по ограничениям самолёта: | |||||
максимальный скоростной напор  [H/м2];
| по заданию | ||||
максимальное число Маха 
| по заданию | 0,83 | |||
максимальная эксплуатационная нормальная перегрузка 
| по прототипу | 2,3 | |||
Конструктивные:
Крыло кессонной конструкции умеренной стреловидности, большого удлинения. Крыло состоит из 2-х лонжеронов и панелей, подкрепленных нервюрами и стрингерами. Механизация крыла проектируемого самолета включает предкрылки, расположенные вдоль передней кромки по всему размаху крыла и трехщелевые раздвижные закрылки. Предкрылки выполнены без разрывов в зонах сопряжения с пилонами гондол. На каждом полукрыле имеются две дифференциально отклоняющиеся секции закрылка – внутренняя и внешняя, состоящие из дефлектора основного (центрального) и хвостового звеньев. Перед внутренними секциями закрылка на верхней поверхности каждого полукрыла расположено по четыре секции тормозных щитков. Перед внешними секциями закрылка расположено по четыре секции спойлеров.
На пилонах под крылом размещены двигатели. Каждый из 4-х ТРДД крепится к узлам на пилоне, пилон – к силовым элементам крыла, а каркас гондолы вместе с воздухозаборником – к двигателю. Пилоны являются силовыми промежуточными звеньями между двигателями и крылом.
Горизонтальное оперение, состоящее из подвижного стабилизатора с рулем высоты, установлено на верхней части киля. Конструктивно-силовая схема кессонная.
Панели - обшивки выполнены из дюралюминиевых листов и приклепанных к ним стрингеров таврового сечения – материал Д16.
Шасси обеспечивает эксплуатацию самолета на бетонированных аэродромах
Поляра самолета в полетной конфигурации
Поляра самолёта в ВПK
Поиск по сайту: