МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ УКРАИНЫ

НАЦИОНАЛЬНЫЙ АЭРОКОСМИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ

им. Н.Е. Жуковского “ХАИ”

кафедра 103

Определение массовых и геометрических параметров

транспортного самолёта типа

в нулевом приближении

Контрольная работа по курсу

КОНСТРУКЦИЯ САМОЛЁТОВ И ВЕРТОЛЁТОВ

(для студентов заочного отделения)

Направление 6.05110102

Технология самолёто - и вертолётостроения

Разработал: студент группы А

Проверил:

ст. преподаватель Данов А. С.

Киев 2016 г

Задание

Спроектировать транспортный самолёт по следующим параметрам:

- коммерческая нагрузка m _ком - 100 тонн;

- – максимальная дальность полёта L = 4000 км;

- длина разбега L_р = 1200 м

Содержание

Задание 2

Введение………………………………………………………………… ….. 3

1. Статистические данные. Описание самолётов …………………… 3

2. Формирование ТТТ проектируемого самолёта. Выбор и обоснование схемы самолета……………………………………………………………… 10

3. Определение взлетной массы самолета в нулевом приближении..… . 11

4. Определение параметров двигателя и массы конструкции самолёта 12

5. Определение геометрических параметров частей самолета………… 13

6. Определение плеча оперения и параметров шасси………………….. 18

7. Построение общего вида самолёта ……………………… 19

Заключение……………………………………………………………… … 19

Список использованной литературы…………………………………… ….19

Введение

Потребности в грузовых авиаперевозках растут с каждым годом, поэтому транспортная авиация находит всё более широкое применение.

Целью данного контрольного задания является проектирование самолета транспортного класса в нулевом приближении. Проектирование самолета проводится по следующей методике: сбор и обработка статистических данных, которые заключаются в рассмотрении самолетов-аналогов со сходными тактико-техническими данными, в дополнение тактико-технических требований проектируемого самолета, в обоснованном выборе аэродинамической схемы самолета, в определении параметров его взлетной массы, в нулевом приближении, основных геометрических параметров.

Данная пояснительная записка содержит подбор и анализ статистических данных для самолета, определение взлетной массы нулевого приближения и выбор геометрических параметров самолета и его частей.

После выбора параметров самолёта происходит разработка и построение общего вида самолёта

1. Статистические данные самолётов

Описание самолётов

Ил-76Т Россия

Ил-76Т предназначен для перевозок на большую дальность: предусмотрена возможность полета в любую точку СНГ с одной промежуточной посадкой. От аналогичных зарубежных проектов (например, BAe 1000) отличается пассажирской кабиной увеличенных размеров. Разработка самолета началась в 1968 г. Двигатели для самолета4 ТРДД. Оперение самолета Т-образное, состоит из киля с трехсекционным рулем направления и фиксированного стабилизатора с рулем высоты. Также у самолета трехопорное шасси с носовым колесом

Рис.1 Самолёт Ил 76Т

Транспортный самолет Ил-76 предназначен для десантирования личного состава и транспортировки грузов и техники различного назначения. Ил-76 стал первым в истории СССР военным транспортным самолетом с турбореактивными двигателями. Транспортник в состоянии перевозить грузы массой 28-60 тонн на расстояние 3600-4200 километров с крейсерской скоростью 770-800 км/ч. Дальность полета и наибольший вес транспортируемого груза зависят от модификаций самолета. Ил-76 предназначен для эксплуатации как с бетонных, так и грунтовых аэродромов. Длина разбега самолета при взлете составляет 1500-2000 метров, пробега при посадке — 930-1000 метров. Для сравнения для Ан-124 эти показатели составляют 2700 и 1750 метров соответственно. Все кабины транспортного самолета Ил-76 были сделаны герметичными, что позволяет перевозить по воздуху 167 солдат (245 в двухпалубном варианте) или обеспечить десантирование 126 парашютистов.

Летно-технические характеристики Ил-76Т: Габаритные размеры: длина — 46,59 м, высота — 14,76 м, размах крыла — 50,5 м, площадь крыла -300 м2. Максимальная взлетная масса — 170 000 кг. Вес топлива во внутренних топливных баках (максимальный) — 109 480 кг. Грузоподъемность — 43400 — 47000 кг. Силовая установка — 4хТРДД Д-30КП, тягой 4х12000 кгс. Максимальная скорость — 850 км/ч. Крейсерская скорость — 750-800 км/ч. Практическая дальность полета — 3000 км (максимальная загрузка). Практический потолок — 12 000 м. Экипаж — 6/7 человек, включая двух бортоператоров.

С-5А Тяжелый военно-транспортный самолёт С-5А «Гэлекси» (рис. 2) разработан фирмой «Локхид». В августе 1966 года началось строительство первого опытного образца этого самолёта, который в июне 1968 года совершил испытательный полет.

Экипаж самолёта обычно состоит из пяти человек: первый летчик (командир экипажа), второй летчик, штурман, бортинженер и оператор погрузочно-разгрузочного оборудования.

Рис. 2 Самолёт С-5А Конструкция самолёта представляет собой моноплан с высокорасположенным стреловидным крылом. Крыло самолёта цельнометаллическое с двумя лонжеронами и работающей обшивкой. На нем имеются элероны, спойлеры, предкрылки и шестисекционные щелевые закрылки. По мнению американских специалистов, такая механизация крыла обеспечивает самолёту хорошие взлетно-посадочные характеристики, устойчивость и управляемость на всех режимах полета. Между лонжеронами расположены 12 топливных баков-отсеков, объединенных в три группы: четыре бака емкостью по 13 720 л., четыре по 17 510 л. и четыре по 15 140 л. Таким образом, максимальный запас топлива на самолёте 185 480 л. Для увеличения дальности полета самолёт оборудован системой дозаправки топливом в воздухе.

Рис. 3 Компоновка С-5А На самолёте две палубы. В передней части на верхней палубе находятся кабина экипажа, салон на 15 человек для отдыха запасных членов экипажа и лиц, сопровождающих грузы и технику, а в задней части — кабина, в которой может быть размещено до 75 человек. Между верхней и нижней палубой расположена грузовая кабина. Помещения на верхней палубе и грузовая кабина имеют систему герметизации и кондиционирования воздуха, что позволяет перевозить личный состав. По данным иностранной печати, в грузовой кабине может быть размещено до 270 человек, то есть в случае необходимости самолёт может сразу перевезти до 345 солдат и офицеров. Основные тактико-технические характеристики самолёта приведены в таблице.

Рис. 4 ТС С-5В

В ходе эксплуатации самолетов C-5A было установлено, что крыло обладает недостаточной усталостной прочностью. В 1976-1978 гг. была разработана программа упрочнения крыла, предусматривающая создание нового кессона крыла с более низким уровнем напряжений, изготовленного из новых сплавов и обладающего повышенной стойкостью к повреждениям и антикоррозийной стойкостью. Это обеспечило увеличение на 9 т полезной нагрузки (в отдельных случаях при уменьшении допустимой перегрузки она может составить 120 т.), на 6 т. запаса топлива и удовлетворение требований по взлетам и посадкам.

Вместо первоначальных двухконтурных турбодвигателей TF 39-GE-1AJ со статической тягой 18600 кгс устанавливались их более совершенные модификации TF 39-GE-1C со статической тягой 19500 кгс. Были усовершенствованы также некоторые узлы и агрегаты самолета, установлено более совершенное бортовое радиоэлектронное оборудование. Проект модифицированного самолета получил обозначение C-5B. В эту модификацию были переоборудованы серийные С-5А, выпущенные с 1969 по 1973 год (77 машин). Последний самолет был сдан в июле 1986 г. Эти работы оценивались в 1,6 млрд.долл.

Рис. 4 Самолёт С-5В Хвостовое оперение самолёта Т-образной формы имеет киль с рулем направления и управляемый стабилизатор с четырёхсекционным рулем высоты. Все подвижные элементы хвостового оперения приводятся в действие гидроприводами. Шасси самолёта состоит из четырёх основных стоек с шестиколесными тележками каждая и передней стойки с четырёхколесной тележкой. Стойки шасси убираются в ниши фюзеляжа. Основные стойки перед уборкой разворачиваются на 90°, а передняя убирается назад по полёту. Все 28 колес имеют одинаковый стандартный размер (49X17 дюймов). Нормальное давление в пневматиках колес передней стойки 8,44 кг/см2, а основных стоек — 10,9 кг/см2. В зависимости от загрузки самолёта и качества покрытия взлетно-посадочной полосы давление может регулироваться летчиком в полете перец посадкой, что, по мнению американских специалистов, обеспечивает большую ее безопасность. Силовая установка самолёта состоит из четырех турбовентиляторных двигателей TF39-GE-1, максимальная статическая тяга каждого 18 600 кг.

Летно-технические характеристики С-5B: Габаритные размеры: длина -75,54 м, высота — 19,85 м, размах крыла — 67,88 м, площадь крыла -575,98 м2. Максимальная взлетная масса — 379 657 кг. Вес топлива во внутренних топливных баках (максимальный) — 150815 кг. Грузоподъемность — 122 470 кг. Силовая установка — 4хТРДД General Electric TF39-GE-1C, тягой 4х191,27 кН. Максимальная скорость — 932 км/ч. Крейсерская скорость — 919 км/ч. Практическая дальность полета — 4400 км (максимальная загрузка). Практический потолок — 10 600 м. Экипаж — 7 человек, включая двух бортоператоров.

Самолёт С 17

Самолет Boeing C-17 Globemaster III состоит на вооружении ВВС США, Австралии, Великобритании, Канады, ОАЭ, Катара, Кувейта и Индии. Он предназначен для перевозки личного состава, различных грузов и сбрасывания грузов с самолета. Самолет создан по классической аэродинамической схеме, высокоплан с Т-образным однокилевым оперением. Фюзеляж самолета выполнен по типу полумонокока, он обладает скошенной вверх хвостовой частью с двумя аэродинамическими гребнями снизу. В грузовой кабине располагается задняя грузовая рампа, на которой можно разместить груз весом до 18 тонн. Рампа сложена из 4-х секций и обладает гидравлическим приводом. Угол установки рампы зависит от загружаемой на борт самолета техники. В составе погрузочно-разгрузочного оборудования самолета Boeing C-17 находятся рельсовые направляющие и роликовый конвейер.

Рис.5 Самолёт С 17

Летно-технические характеристики C-17 Globemaster III: Габаритные размеры: длина — 53 м, высота — 16,8 м, размах крыла — 50,3 м, площадь крыла -353 м2. Максимальная взлетная масса — 265 350 кг. Запас топлива во внутренних топливных баках (максимальный) — 134 556 л. Грузоподъемность — 77500 кг. Силовая установка — 4хТРДД Р117-PW-100, тягой 4х185,49 кН. Крейсерская скорость — 830 км/ч. Практическая дальность полета — 4480 км (максимальная загрузка). Практический потолок — 13 700 м. Экипаж — 3 человека.

Ан 124 «Руслан»

Самолет Ан-124 «Руслан» был построен по аэродинамической схеме четырехмоторного турбореактивного высокоплана со стреловидным крылом и однокилевым оперением. Самолет оснащался авиационными двигателями Д-18Т производства компании ОАО «Мотор Сич». Обладает двумя палубами: нижняя палуба является грузовой, верхняя — кабина экипажа, кабина сменного экипажа, а также кабина для сопровождающих — до 21 человека. Общий объем грузовой кабины гиганта составляет без малого 1050 кубических метров.

Самолет получил уникальное многостоечное шасси, которое снабжено 24 колесами и позволяет использовать эту тяжелую машину даже с грунтовых взлетно-посадочных полос, а также изменять стояночный клиренс и угол наклона фюзеляжа самолета, что призвано облегчить процесс проведения погрузочно-разгрузочных работ. Ан-124 «Руслан» оснащен погрузочно-разгрузочным оборудованием, а также бортовыми передвижными кранами (БПК) общей грузоподъемностью до 20 тонн и швартовочным оборудованием. Без специального разрешения на самолете допускается транспортировать моногрузы весом до 50 тонн. Транспортный самолет обладает системой централизованной заправки под давлением через 4 заправочные горловины, которые находятся в левой и правой гондолах главных стоек шасси. Помимо этого возможна заправка самотеком с использованием двух заливных горловин, которые находятся на верхних частях правой и левой консолей крыла. Самолет обладает герметичным грузовым отсеком и десантно-транспортным оборудованием (допускается десантирование только посадочным способом). Самолет в состоянии перевозить до 440 парашютистов-десантников или 880 солдат с полным снаряжением

Рис. 6 ТС Ан 124 Руслан

Летно-технические характеристики Ан-124-100 «Руслан»: Габаритные размеры: длина — 69,1 метра, высота — 21,08 м, размах крыла — 73,3 м, площадь крыла — 628 м2. Максимальная взлетная масса — 392 000 кг. Вес топлива во внутренних топливных баках (максимальный) — 212 350 кг. Грузоподъемность — 120 000 кг. Силовая установка — 4хТРДД Д-18Т, тягой 4х229,85 кН. Максимальная скорость — 865 км/ч. Крейсерская скорость — 800-850 км/ч. Практическая дальность полета — 4800 км. Практический потолок — 11 600 м. Назначенный ресурс — 50 000 летных часов, 45 лет. Экипаж — 8 человек, включая двух операторов погрузочно-разгрузочных работ.

Ан-225 «Мрия» (укр. Mрія: «Мечта», внутреннее обозначение: изделие «402», по кодификации НАТО: Cossack — «Казак») — советский транспортный реактивный самолёт сверхбольшой грузоподъёмности разработки ОКБ им. О. К. Антонова.

Ан-225 представляет собой шестимоторный турбореактивный высокоплан со стреловидным крылом и двухкилевым оперением. Оборудован шестью авиадвигателями Д-18Т производства ОАО «Мотор Сич» разработки ЗМКБ «Прогресс» им. академика А. Г. Ивченко.

Размеры грузовой кабины: длина — 43 м, ширина — 6,4 м, высота — 4,4 м. Грузовая кабина самолёта герметична, что значительно расширяет его транспортные возможности. Над грузовой кабиной на 2-й палубе — кабина для шести человек сменного экипажа и 88 человек, сопровождающих груз.

Технические характеристики Ан-225 «Мрия»

• Экипаж, чел: 6

• Размах крыла, м: 88,4

• Длина, м: 84

• Высота, м: 18,2

• Площадь крыла, м²: 905

• Масса:

  • пустого самолёта, кг: 250 000^[5]

  • максимальная взлётная, кг: 640 000

• Тяга нефорсажная, кH: 1377

• Масса топлива, нормальная, кг: 300 000

• Крейсерская скорость, км/ч: 850^[5]

• Дальность полёта:

  • практическая, км: 15 400

  • практическая с нагрузкой в 200 тонн, км: 4000^[5]

• Практический потолок, м: 12 000^[5]

• Полезная нагрузка, кг: дo 250 000

Двигатель

• Тип двигателя: Турбореактивный двухконтурный

• Модель: «Д-18Т»^[6]

• Тяга:

  • взлётный режим, кгс: 6 × 23 430

  • крейсерский режим, кгс: 6 × 4860

• Масса двигателя, кг: 6 × 4100

• Удельный расход топлива

  • крейсерский режим, кг/кгс·ч: 0,57-0,63

  • взлётный режим, кг/кгс·ч: 0,34

• Межремонтный ресурс, ч: 6000

• Габариты:

  • длина, мм: 5400

  • диаметр, мм: 2330

Рис 7. ТС Ан 225 Мрия

Таблица 1. Статистические данные самолётов

Название самолета, страна, год выпуска		С-5В США 1990	С – 17А США 1980	АН 124 Украина 1988	ИЛ – 76Т Россия 1976	АН-225 Украина 1990
Летные данные	Vmax, kм/ч или Мmax	890	850	865	811	850
	Hvmax, kм		7600		14,5
	Vкрейс, kм/ч или Мкрейс	815	800	805	750	800
	Нкрейс, км	10500	11500	9800	9800	10000
	Vвзл, kм/ч				270
	Vпос, kм/ч	240	260	220	220	265
	Нпот, км	12500	11800	12500	12100	12500
	L (Mт max), км	12860	9265	16500	6700	16500
	L (Mгруз max), км	6033	5375	4500	5000	4500
	Lразб. или Lвзл, м	920	850	810	850	850
	Lпроб. или Lпос, м	620	620	410	450	450
Массовые данные	Мо(m взл),кг	362870	258800	405000	170000	600000
	Мвзл max, кг (Mо, кг)
	Mпуст , кг	167965			61000
	Мпос,кг	288415	36860	-	-
	Мпуст спор,кг	144500	117600	175000		270000
	Моб,кг
	Мгр ком,кг	99800	78018	150000	40000	250000
	Мт,кг	76000	109000	230000	130000	320000
	Мк,кг		-
	Nпасс	/10	/7	/7	/5	/7
Данные силовой установки	Число и тип двигателей	4ТРДД	4ТРДД	4ТРДД	4ТРДД	6ТРДД
	P0 ,до Н	4*18600	4*16800	4*23400	4*12350	6*23400
	Ср,кг/кВт*ч	0.6	0.62	0.37	0.625	0,37
	Mдв, кг	4*1850	4*1580	4*3260	4*3005	6*3260
Геометрические данные	S, м2	576,	353,	628,5	300,	905
	L, м 31	67,88	50,3	73,3	50,5	88,4
	nк0	25	23	25	25	25
	 удлинение кр.	7,98	7,8	7,5	8,5	6,02
	C0 , Cконц %	18/13	12/11	15/10	12/11	13/12
	 сужение кр.	3.1	3,15	3.23	3.19	2,42
	lф, м	75,6	50,3	71,87	46,6	84,0
	dф, м	6,0	6,0	6,4	5,44	6,4
	ф	8,86	7,1	5,81	7,38	7,15
	Sотн эл	0,03	0,05	0,03	0,03	0,042
	Sв.о	0,18	0,18	0,29	0,22	0,2
	Sг.о	0,26	0,22	0,21	0,2	0,19
	Sмид, м2	7,07	10,16	10,2	15,18	7,34
Производные величины	p=m0g/10 S, дан/м2	560	530,3	680,9	567,	640,4
	t0=10P0/ m0g	0,23	0,28	0,25	0,306	0,301
	 дв=mдвg/P0	0,19	0,19	0,18	0,19	0,18
	Kотд. =mпуст/m0	0,31	0,33	0,26	0,22	0,206
	м=m0g/10Sмид,дан/м2	4526	2293	4450	3525	4503