Министерство образования и науки Украины
Национальный аэрокосмический университет
им. Н.Е. Жуковского «ХАИ»
КАФЕДРА 103
КУРСОВАЯ РАБОТА
по дисциплине
«Конструкция самолётов и вертолётов самолётов»
Определение параматров транспортного самолёта с ТВД типа Ан 70
(вариант 54)
Выполнил: студент группы А 2
Проверил:
Ст. преподаватель А. С. Данов
Киев 2016
Задание
Спроектировать транспортный самолёт с ТВД по следующим параметрам:
- коммерческая нагрузка m ком - 40 тонн;
- – максимальная дальность полёта L = 5000 км;
- длина разбега Lр = 1200 м
Содержание
Задание 2
Введение…………………………………………………………………….. 3
1. Статистические данные .……………………………………………… 3
2. Формирование ТТТ проектируемого самолёта. Выбор и обоснование схемы самолета……………………………………………………………… 6
3. Определение взлетной массы самолета в нулевом приближении..… . 7
4. Определение геометрических параметров частей самолета………… 10
5. Определение плеча оперения и параметров шасси………………….. 15
6. Построение общего вида самолёта ……………………… 17
Заключение………………………………………………………………… 18
Список использованной литературы………………………………………... 8
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
Таблица 1. Статистические данные самолётов
Название самолета, страна, год выпуска |
Ан 70 1990 |
Ан 12 1958 |
Airbus A400M 2009 |
Lockheed C-130 Hercules 1954 |
АН-22 Украина 1956 |
|
Летные данные |
Vmax, kм/ч или Мmax |
780 |
660 |
780 |
645 |
650 |
Hvmax, kм |
|
8,600 |
|
9.8 |
|
|
Vкрейс, kм/ч или Мкрейс |
700-750 |
570 |
450 |
628 |
560 |
|
Нкрейс, км |
7000 |
5000 |
5000 |
9800 |
6000 |
|
Vвзл, kм/ч |
|
|
|
270 |
255 |
|
Vпос, kм/ч |
240 |
260 |
220 |
220 |
240 |
|
Нпот, км |
9000 |
5800 |
12200 |
9315 |
9000 |
|
L (Mт max), км |
8000 |
5530 |
8700 |
6700 |
8500 |
|
L (Mгруз max), км |
6600(20т) |
3200 |
7870/3300 |
5000 |
5225 |
|
Lразб. или Lвзл, м |
920 |
1450 |
775 |
1433 |
1460 |
|
Lпроб. или Lпос, м |
620 |
900 |
900 |
777 |
800 |
|
Массовые данные |
Мо(m взл),кг |
135000 |
55100 |
14100 |
70305 |
205000 |
Мвзл max, кг (Mо, кг) |
|
61000 |
41000 |
79380 |
225000 |
|
Mпуст , кг |
73000 |
28000 |
76500 |
34274 |
118527 |
|
Мпос,кг |
98000 |
36700 |
- |
- |
|
|
Мпуст снар,кг |
73000 |
30000 |
175000 |
53230 |
120000 |
|
Моб,кг |
13500 |
6500 |
|
7030 |
|
|
Мгр ком,кг |
47000 |
21000 |
50500 |
18144 |
60000 |
|
Мт,кг |
38000 |
22066 |
230000 |
25552 |
96000 |
|
Мк,кг |
37000 |
- |
|
|
|
|
Nэкип |
/10 |
/6 |
/4 |
/5 |
/7 |
|
Данные силовой установки |
Число и тип двигателей |
4ТВВлД Д27 |
4ТВД АИ20М |
4ТВД Europrop International TP400-D6 |
4 ТВД Rolls-Royce AE 2100D3 |
4ТВД НК12МА |
N0 , л.с. |
4*13880 |
4*4250 |
4*11000 |
4*4591 |
4*15265 |
|
Ср,кг/кВт*ч |
0.17/0.13 |
0.26 |
0.37 |
0.625 |
0,3 |
|
Mдв, кг |
4*1650 |
4*1040 |
4*3260 |
4*3005 |
4*1700 |
|
Геометрические данные |
S, м2 |
204, |
121,7 |
221,5 |
162.12 |
345 |
L, м 31 |
44,06 |
38,015 |
42.4 |
40,41 |
64,4 |
|
nк0 |
25 |
13 |
15 |
25 |
15 |
|
удлинение кр. |
9,5 |
11,9 |
8,12 |
8,5 |
10,1 |
|
C0 , Cконц % |
13/11 |
12/11 |
15/10 |
12/11 |
13/12 |
|
сужение кр. |
3.1 |
3,15 |
3.23 |
3.19 |
2,42 |
|
lф, м |
40,73 |
33,109 |
45,1 |
29,79 |
57,31 |
|
dф, м |
5,0 |
3,4 |
3,4 |
3,2 |
6,0 |
|
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=m0g/10 S, дан/м2 |
661 |
530,3 |
680,9 |
490 |
652 |
t0=10P0/ m0g |
0,42 |
0,28 |
0,25 |
0,195/0.23 |
0,27 |
|
дв=mдвg/P0 |
0,16 |
0,19 |
0,18 |
0,19 |
0,18 |
|
Kотд. =mпуст/m0 |
0,54 |
0,33 |
0,26 |
0,22 |
0,206 |
|
м=m0g/10Sмид,дан/м2 |
4526 |
2293 |
4450 |
3525 |
4503 |
|
Описание самолётов
Ан 70
Рис. 1 Ан 70
Ан-22 построен по аэродинамической схеме свободнонесущего высокоплана с двухкилевым оперением. Шасси многостоечное (передняя стойка и 6 основных). Фюзеляж цельнометаллический типа полумонокок. Крыло кессонного типа снабжено двухщелевыми закрылками и интерцепторами. Силовая установка состоит из 4 турбовинтовых двигателей НК-12МА. В хвостовой части фюзеляжа диаметром 6 м находится грузовой люк длиной 16,3 м, закрывающийся рампой и задней створкой. Грузовой отсек герметизирован. Под потолком расположены два рельса для электротельферов грузоподъёмностью 2,5 т.
Ан 22 выполнен по аэродинамической схеме четырёхмоторного винтовентиляторного турбовинтового высокоплана с однокилевым оперением и хвостовым грузовым люком. В лётных испытаниях самолёта доказана возможность работы самолёта со слабоподготовленными грунтовыми площадками длиной 600 метров, даже если на борту самолёта при этом будет находиться до 20 тонн груза.
Получение заданных характеристик обеспечивается, в первую очередь, уникальной силовой установкой — двигатель Д-27 (Запорожье) и винтовентилятор СВ-27 (производства ОАО «НПП Аэросила», Ступино); попытки создания подобного рода силовых установок предпринимались различными двигателестроительными фирмами мира, но реально осуществлен только этот проект. Взлётная мощность силовой установки 14 000 л. с. За счёт очень высокой степени сжатия воздуха в компрессоре ( π к = 30) достигается высокая экономичность (при максимальных взлётных весах часовой расход топлива на четыре силовые установки — 3,5-4 тонны).
Соосные винты дают высоконапорную струю воздуха, обтекающую крыло со скоростью, превышающей скорость набегающего потока, что приводит к увеличению подъёмной силы крыла, а выпущенные закрылки (на 60 градусов в посадочном положении) создают эффект поворота вектора тяги. Таким образом, при заходе на посадку с полностью выпущенными закрылками больше половины подъёмной силы на крыле возникает за счёт силовой обдувки, а меньшая — за счёт набегающего потока.
При испытаниях самолёта на большие углы атаки были получены Cy > 7 (Cy — отношение подъёмной силы к скоростному напору воздуха). Для сравнения на существующих самолётах максимально реализуемые Cy порядка 2-3.