Аэроспасьяль se 210 Каравелла 12
В 1951 г. Секретариат гражданской авиации Франции выработал требования к ближнемагистральному пассажирскому самолету, способному летать со скоростью не менее 620 км/ч на маршрутах, связывающих Францию со странами Северной Африки. В январе 1952 г. свои проекты представили три фирмы, из которых победителем была признана фирма SNCASE (в дальнейшем называлась "Сюд-Авиасьон"; в 1960-х годах вошла в состав фирмы "Аэроспасьяль"). Фирма SNCASE предложила проект Х-210, представлявший собой самолет с низкорасположенным стреловидным крылом и двумя ТРД, установленными по бокам хвостовой части фюзеляжа. После того как фирма стала победителем конкурса, самолет получил название SE-210 "Каравелла". В разработке самолета участвовали английская фирма "Роллс-Ройс", поставлявшая двигатели, и некоторые фирмы Италии. Двигатели ТРД Пратт-Уитни JT8D-9 (2х6580 кгс). Шасси самолета трехопорное с носовой стойкой. Оперение со среднерасположенным стреловидным ГО.
Рисунок. 3 Общий вид самолета Аэроспасьяль SE 210 Каравелла 12.
Хоукер Сиддли Трайдент 3в
Самолет Трайдент был создан в 1956 году сначала под обозначением Де Хэвилленд D.H.121 как предложение на техническое задание авиакомпании British European Airways. Заказ на его серийное производство поступил в августе 1959 года. В конце 1959 года компания Де Хэвилленд присоединилась к компании Hawker Siddeley Group, последняя продолжила разработку и производство самолетов Трайдент под обозначением HS.121. Последней серийной моделью был Трайдент 3В. Его фюзеляж был удлинен на 5,00м для размещения 180 пассажиров. Мощность на взлете была увеличена за счет установки в хвостовой части самолета под рулем направления турбореактивного двигателя Роллс-Ройс RB.162-86 тягой 2381кг; первый взлет Трайдента 3В был зарегистрирован 22 марта 1970 года. Этот самолет также имел систему автоматической посадки Смитc и в декабре 1971 года был сертифицирован для полетов при погодных условиях полной категории IIa (Category IIa). В 1975 году производство закончилось, всего было построено 117 самолетов; последними двумя являлись Trident Super 3B для управления гражданской авиации КНР. Они отличались от стандартной модели Трайдент 3В дополнительным запасом топлива и вмещали 152 пассажира. представляет собой низкоплан со стреловидным крылом (20° по линии четверти хорд), построенный по нормальной аэродинамической схеме. Оперение нормальное со стреловидным стабилизатором. Шасси самолёта трёхопорное, с носовой стойкой.
Рисунок. 4 Общий вид самолета Хоукер Сиддли Трайдент 3В
Мак Донелл-Дугласс dc-9-40
DC-9-40 - ближнемагистральный пассажирский самолет, разработанный американской фирмой Douglas. Является дальнейшим развитием самолета DC-9. Первый полет самолета был выполнен 28 ноября 1967 г. Поставки начались в феврале 1968 г. Заказчиками данной модификации были только авиакомпании SAS и "Тоа Доместик" (Япония). На DC-9-40 применялись следующие двигатели: ТРДД Pratt & Whitney JT8D-9 (тяга 6585 кгс), JT8D-11 (6810 кгс) или JT8D-15 (6820 кгс). Два двигателя размещены по бокам на пилонах. Данная модификация выпускалась в 1968 - 1979 гг., был построен 71 самолет.
Представляет собой низкоплан со стреловидным крылом (24.5° по линии четверти хорд), построенный по нормальной аэродинамической схеме. Оперение Т-образное со стреловидным стабилизатором. Шасси самолёта трёхопорное, с носовой стойкой.
Рисунок. 5 Общий вид самолета Мак Донелл-Дугласс DC-9-40
Таблица 1.1
Основные технические параметры самолетов.
Самолет, фирма, страна |
Летные данные |
|||||||||
Vmax, км/ч |
HVmax, м |
Vкрейс, км/ч |
Hкрейс, м |
Vвзл, км/ч |
Vпос, км/ч |
Hпот, м |
L, км |
Lразб, м |
Lпроб, м |
|
1 |
2 |
3 |
4 |
5 |
6 |
7 |
9 |
10 |
11 |
12 |
Ту-154 СССР, 1965 г. |
935 |
12500 |
850 |
11000-12000 |
270 |
250 |
12500 |
3700 |
1215 |
710 |
Boeing 737-200 США 1967 г. |
980 |
6890 |
917 |
10670 |
283 |
244 |
12500 |
4556 |
2682 |
1420 |
Аэроспасьяль SE 210 Каравелла 12 Франция, 1965 г.
|
825 |
7620 |
730 |
10000-10500 |
260 |
235 |
12000 |
4040 |
2540 |
1600 |
Хоукер Сиддли Трайдент 3В Англия, 1957 г. |
904 |
8534 |
870 |
9144 |
296 |
265 |
12000 |
4399 |
2620 |
1731 |
Самолет, фирма, страна |
Массовые данные |
Данные силовой установки |
||||||||
mовзл, кг |
mпос, кг |
mпуст, кг |
mт, кг |
nпасс, чел |
Nэкип, чел |
Двигатели |
P0, даН |
mдв, кг |
Ce, кг/кВт∙ч |
|
|
13 |
14 |
15 |
16 |
17 |
18 |
19 |
20 |
21 |
22 |
Ту-154 СССР, 1965 г. |
94000 |
80000 |
54800 |
30000 |
160 |
3-4 |
3 ТРДД НК-8-2 ОКБ-276 Н.Д.Кузнецова |
3х9500 |
|
|
Boeing 737-200 США 1967 г. |
53070 |
46720 |
27680 |
24710 |
130 |
2 |
2 ТРДД Pratt & Whitney JT8D-9 |
2х6580 |
1475 |
0.607 |
Аэроспасьяль SE 210 Каравелла 12 Франция, 1965 г. |
58000 |
49500 |
62400 |
25600 |
139 |
2-3 |
2 ТРДД Pratt & Whitney JT8D-9 |
2x6580 |
1475 |
0.607 |
Хоукер Сиддли Трайдент 3В Англия, 1957 |
71670 |
58970 |
37390 |
34280 |
171 |
3 |
2 ТРДД Роллс-Ройс Mk.512-5W+ Роллс-Ройс RB.162-86 |
2х5420+2380 |
1168 |
0.62 |
Мак Донелл-Дугласс DC-9-40 США, 1962
|
51710 |
46265 |
27720 |
23990 |
125 |
2 |
2 ТРДД Pratt & Whitney JT8D-15 |
2х6895 |
1501 |
0,642 |
Таблица 2.
Массовые характеристики самолетов и данные силовой установки
Таблица 3
Основные геометрические параметры самолетов
Самолет, фирма, страна |
Геометрические данные |
||||||||||
S, м2 |
L, м |
, град |
|
C0/Ck,% |
|
Lф, м |
Dф, м |
ф |
Sго /S |
Sво /S |
|
|
24 |
25 |
26 |
27 |
28 |
29 |
30 |
31 |
32 |
33 |
34 |
Ту-154 СССР, 1965 г. |
202 |
37.55 |
35 |
6.98 |
|
4.0 |
42 |
3.8 |
11.05 |
0.208 |
|
Boeing 737-200 США 1967 г. |
91.04 |
28.35 |
25 |
8.99 |
12,9 |
2.94 |
30.5 |
3.88 |
7.61 |
0.316 |
0,228 |
Аэроспасьяль SE 210 Каравелла 12 Франция, 1965 г. |
146.7 |
34.3 |
20 |
8.02 |
12 |
2.84 |
36.2 |
3.2 |
11.31 |
0.19 |
0.106 |
Хоукер Сиддли Трайдент 3В Англия, 1957 г. |
138.8 |
29.87 |
35 |
6.57 |
9,8 |
3.9 |
36.55 |
3.71 |
9.85 |
0,207 |
0.135 |
Мак Донелл-Дугласс DC-9-40 США, 1962 г.
|
93 |
28.45 |
24.5 |
8.7 |
|
4 |
34.7 |
3.68 |
9.43 |
0.275 |
0.225 |
Самолет, фирма, страна |
Геометрические данные |
Производные величины |
||||||||
ГО |
ВО |
Sмид, м2 |
Sр.н/S |
Sр.в/S |
|
|
|
|
|
|
|
35 |
36 |
37 |
38 |
39 |
40 |
41 |
42 |
43 |
44 |
Ту-154 СССР, 1965 г. |
|
|
11,33 |
|
|
456,5 |
0.3 |
0.209 |
0,319 |
8138,9 |
Boeing 737-200 США 1967 г. |
4,18 |
1,91 |
11,81 |
0,233 |
0,322 |
571,85 |
0.25 |
0,219 |
0,465 |
4408,2 |
Аэроспасьяль SE 210 Каравелла 12 Франция, 1965 г. |
5,14 |
1,249 |
8,038 |
0,355 |
0,230 |
387,85 |
0.227 |
0,219 |
0,441 |
7078,6 |
Хоукер Сиддли Трайдент 3В Англия, 1957 г. |
3,78 |
0,69 |
10,8 |
0,258 |
0,212 |
506,54 |
0.336 |
0,211 |
0,478 |
6510 |
Мак Донелл-Дугласс DC-9-40 США, 1962 г.
|
4.93 |
1.074 |
10,63 |
0,29 |
0,385 |
545,45 |
0.255 |
0,214 |
0,463 |
4772,1 |
На основе вышеприведенных таблиц, можно сформировать основные исходные данные для проектируемого самолета. Также следует учесть особенности аэродинамической компоновки прототипов.
Таблица 5
Исходные данные для проектирования средне магистрального пассажирского самолета.
λ |
χ° |
η |
|
|
|
|
λф |
Dф,м |
Lф,м |
6,98 |
30 |
4 |
0,12 |
0,3 |
25...40 |
0,04 |
9,69 |
3,8 |
36,7 |
|
|
λго |
λво |
χ°го |
χ°во |
го |
во |
ηго |
ηво |
0,208 |
0,2 |
3,5 |
1,2 |
40 |
40 |
0,1 |
0,1 |
2 |
1,6 |
º
