Концептуальное проектирование военно-транспортного стратегического самолета

Размещено на http://www.allbest.ru/

Размещено на http://www.allbest.ru/

Федеральное агентство по образованию

Государственное образовательное учреждение

высшего профессионального образования

САМАРСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ

АЭРОКОСМИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ

имени академика С.П. КОРОЛЕВА

(Национально-исследовательский институт)

Факультет летательных аппаратов

Кафедра конструкции и проектирования летательных аппаратов

Курсовой проект

Концептуальное проектирование

военно-транспортного стратегического самолета

Выполнил студент

Д.В. Родионов

Самара 2010

Реферат

Пояснительная записка: ___ стр., ___ рис., ___ табл., ___источников.

Графическая документация: ___ л. A__.

ВЗЛЕТНАЯ МАССА, ДАЛЬНОСТЬ ПОЛЕТА, КРЫЛО, ОПЕРЕНИЕ, САМОЛЕТ, ПРОЕКТИРОВАНИЕ, ТЯГОВООРУЖЕННОСТЬ, ТАКТИКО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ТРЕБОВАНИЯ, ШАССИ, ФЮЗЕЛЯЖ

самолет транспортный военный

Цель работы -- спроектировать военно-транспортный стратегический самолет с грузоподъемностью 120 т и дальностью полета 6500 км.

В курсовом проекте определены тактико-технические требования самолета, разработано техническое предложение, выбрана схема самолета и определено наивыгоднейшее сочетание основных параметров самолета и его систем, обеспечивающих выполнение заданных требований, рассчитаны геометрические, весовые и энергетические характеристики самолета. Приведен эскиз модели спроектированного самолета.

СОДЕРЖАНИЕ

• ВВЕДЕНИЕ
• 1 Анализ проектной ситуации и разработка тактико-технических требований проектируемого самолета
• 1.1 Составление статистики
• 1.2 Разработка тактико-технических требований
• 1.2.1 Функциональные требования
• 1.2.2 Общие технические требования
• 1.2.3 Основные технические требования для проектируемого самолета
• 2 Выбор схемы самолета
• 2.1 Выбор схемы крыла
• 2.2 Выбор схемы фюзеляжа
• 2.3 Взаимное расположение крыла и фюзеляжа
• 2.4 Балансировочная схема самолета
• 2.5 Схема расположения органов управления самолетом
• 2.6 Выбор схемы оперения
• 2.7 Выбор схемы шасси
• 2.8 Выбор силовой установки
• 2.9 Выбор типа механизации крыла
• 2.10 Выбор удельной нагрузки на крыло
• 2.11 Определение максимального аэродинамического качества
• 3 Определение потребной тяговооруженности самолёта
• 3.1 Полет на крейсерском режиме
• 3.2 Обеспечение заданной длины разбега
• 3.3 Взлёт с одним отказавшим двигателем
• 4 Определение взлетной массы самолета
• 4.1 Определение массы целевой нагрузки и экипажа
• 4.2 Определение вероятного значения взлетной массы самолета
• 4.3 Определение относительных масс
• 4.3.1 Определение относительной массы конструкции
• 4.3.2 Определение относительной массы силовой установки
• 4.3.3 Определение относительной массы топливной системы
• 4.3.4 Определение относительной массы оборудования
• 4.3.5 Определение взлетной массы первого приближения
• 5 Определение основных параметров самолета
• 5.1 Определение параметров крыла
• 5.2 Определение размеров фюзеляжа
• 5.3 Определение параметров оперения
• 5.4 Определение параметров шасси
• 5.5 Определение массы топлива
• 5.6 Определение параметров и подбор двигателей
• 6 Составление сводки масс самолета
• 7 Разработка чертежа общего вида и технического описания самолета
• 7.1 Общие сведения
• 7.2 Конструкция планера.
• 7.3 Силовая установка
• 7.4 Управление самолетом
• 7.5 Оборудование и системы самолета
• СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ
• ВВЕДЕНИЕ
• Самолёты относятся к классу летательных аппаратов, использующих аэродинамический принцип полёта. Они расходуют энергию запасенного топлива для создания движущей, подъёмной и управляющих сил с помощью воздушной среды. В настоящее время этот тип летательных аппаратов с огромным потенциалом дальнейшего развития, так как освоенная область скоростей и высот полёта, в которой возможна реализация аэродинамического принципа полёта, очень мала, а потребности общества в таких летательных аппаратах постоянно возрастают.
• В любом самолёте можно выделить ряд функциональных подсистем, определяющих в совокупности его полезные свойства. Это подсистема создания подъёмной силы, подсистема, обеспечивающая устойчивость и управляемость самолёта на заданной траектории, подсистема обеспечения движущей силы, подсистемы обеспечения целевой функции, жизнеобеспечения, обеспечения управления и навигации в различных условиях полёта.
• Задачей проектирования является разработка схемы, структуры и конструкции будущего самолёта и составляющих его элементов, которая должна обеспечить при определённых ограничениях наиболее эффективное выполнение поставленных целей. Решение этой задачи реализовывается в данной курсовой работе.
• 1. Анализ проектной ситуации и разработка тактико-технических требований проектируемого самолета
• 1.1 Составление статистики
• Статистические таблицы, составляемые при разработке нового самолета, содержат введения об основных характеристиках и параметрах самолетов-прототипов, идентичных по назначению и условиям применения проектируемому самолету, и имеющих примерно одинаковую с ним, целевую нагрузку и дальность полета. В таблицу заносятся данные о 3-5 самолетах, с указанием страны и фирмы, выпустившей данный самолет, года выпуска, типа, количества двигателей, и их основных параметров. Приводятся массовые, геометрические, летно-технические параметры прототипов. Массовые, геометрические параметры представляются как в абсолютном, так и в относительном виде. К таблице приложены краткие описания, включенных в нее самолетов, с кратким указанием важнейших конструктивных особенностей, наиболее интересных идей и технических решений, использованных при разработке данного самолета. К описанию обязательно прикладывается схема самолета в трех проекциях, которая может использоваться для определения недостающих геометрических размеров. Содержание статистической таблицы показано в таблице 1.
• Таблица 1 -- Статистическая таблица

№	Самолеты	1	2	3	4
1	Наименование самолета, фирма, страна, год выпуска	Ан-124 «Руслан», Россия, 1987	С-5В «Galaxy», США, 1984	С-17А «Globemas-terIII» США, 1993	«Скала-600» Россия
2	Экипаж	7	5	3	6
Характеристики силовой установки
3	Тип двигателей, количество(n),тяга (мощность) n?Po,(gaH)	4?23400 ТРДД Д-18Т	4?19500 ТРДД TF 39-GE-1	4?19000 ТРДД F 117-PW-100	4?51200 ТРДД GE90-115B
4	Удельный расход топлива Сро (Се),кг/gaH*ч	0,34 (0,55)	0,32 (0,64)	0,33 (0,56)	0,32 (0,55)
5	Степень двухконтурности m	5,6	8,0	6,0	8,6
6	Удельный вес двигателя г=mдвg/10Po; gaH/кВт	0,171	0,168	0,166	0,168
Массовые характеристики
7	Взлетная масса mо, кг	392 000	380 000	263 000	596 206
8	Масса коммерческая (боевой) нагрузки mком, кг	120 000	118 000	78 000	120 000
9	Масса пустого самолета mпуст, кг	173 000	169 643	122 016	247 473
10	Масса топлива mТ, кг	178 461	150 819	79 620	210 652
11	Весовая отдача по коммерческой нагрузке kBo=(mo-mком)/mo , kком= mком/mo	0,694	0,689	0,703	0,797
12	Удельная нагрузка на крыло po=mog/10S, gaH/м2	611,7	646,5	730	633,7
13	Тяговооруженность (энерговооруженность) Po=10Po/mog (gаН)	0,06	0,05	0,07	0,245
Геометрические характеристики
14	Площадь крыла S, м2	628	576	353	932
15	Размах крыла , м	73,30	67,88	50,29	89
16	Удлинение крыла л	8,55	7,99	7,16	8,6
17	Сужение крыла з	4	3,6	4,9	4
18	Угол стреловидности крыла чо	30°	25°	25°	30°
19	Относительные толщины со; скц , %	14; 10	17; 9	17; 10	14; 10
20	Диаметр фюзеляжа Dэкв, м	8,0	7,5	6,9	8,2
21	Удлинение фюзеляжа лф	8,64	9,05	7,73	8,7
22	Удлинение носовой части фюзеляжа лфнч	1,18	1,28	1,29	1,2
23	Удлинение горизонтального оперения лГО	5,37	4,62	5,77	5,4
24	Сужение горизонтального оперения зГО	3,13	3,4	2,86	3
25	Угол стреловидности горизонтального оперения чого	36°	29°	30°	36°
26	Площадь горизонтального оперения SГО, м2	167	100	79,2	180
27	Коэффициент статического момента АГО=SroLro/SbA	1,24	1,37	1,19
28	Удлинение вертикального оперения лВО	1,27	1,24	1,33	1,28
29	Сужение вертикального оперения зВО	2,67	1,3	1	2,6
30	Угол стреловидности вертикального оперения чово	45°	36°	45°	45°
31	Площадь вертикального оперения SВО, м2	95	107	75	100
32	Коэффициент статического момента АВО=SВОLВО/Sй	0,02	0,03	0,04
33	Относительная база шасси bo=bo/Lф	0,35		0,36	0,4
34	Относительная колея шасси B=B/й	0,12	0,15	0,14	0,12
Лётные характеристики
35	Максимальная скорость на высоте полета Vmax/H, км/чм	865/8 000	890/7 200	650/7 400	900/ 7 500
36	Крейсерская скорость на высоте полета Vкрейс/Hкрейс, км/чм	800 / 10 000	830 / 8 000	650 / 7 400	850 / 10 000
37	Посадочная скорость Vпос, км/ч	195	192	216	200
38	Потолок Hп, м	12 000	10 895	13 000	12 000
39	Дальность полета с нагрузкой Lp/mком, км/кг	3200 /150 000; 5200 / 120 000	5480 / 118 400	4456 / 75 750	6 500 /120 000
40	Максимальная дальность полета с нагрузкой Lmax/mком, км/кг	11 900 /40 000	11 000 /44 000	5 100 / 56 000	8 000 / 80 000
41	Длина разбега (длина ВПП) разб, м	3300	3700	2286	3300
Прочие данные
42	Габариты грузовой кабины BхHхL, м	6,4?4,4?36,5	5,8?4,1?37	5,5?4,1?26,8
43	Вооружение	нет	нет	нет	нет
44	Тип ВПП	Бетонированная, грунтовая	Бетонированная	Бетонированная, небетонированная	Бетонированная
45	Топливная эффективность ктоп, г/пасс км (г/т км)	25-26
46	Расчетная (эксплуатационная) перегрузка nA	2,25	2,25	2,25	2,25

• Самолет Ан-124 «Руслан»
• Самолет предназначен для перевозки штатной боевой и обеспечивающей техники мотострелковой и воздушно-десантной дивизии, парашютного десантирования грузов и боевой техники с расчетами (экипажами), перевозки крупногабаритных и тяжелых народно-хозяйственных грузов.
• Ан-124 выполнен по обычной для тяжелых военно-транспортных самолетов схеме высокоплана со стреловидным крылом сравнительно большого удлинения, однокилевым хвостовым оперением и многоколесным убирающимся в полете шасси.
• Фюзеляж самолета разделен на две палубы. Верхняя передняя палуба для размещения основного и сменного экипажа и оборудования, верхняя задняя палуба для размещения людей, сопровождающих технику и грузы. Нижняя палуба непосредственно для размещения техники и грузов.
• Грузовая кабина герметична и имеет передний (откидывающаяся носовая часть) и задний грузовые люки. Кабина оборудована бортовыми погрузочными кранами и передвижными напольными электрическими лебедками.
• Многоколесное шасси оснащено системой приседания. Каждая основная опора шасси состоит из пяти независимых двухколесных стоек, передняя опора - из двух стоек, каждая из которых имеет два колеса.
• Силовая установка состоит из четырех турбовентиляторных двигателей большой степени двухконтурности Д-18Т. Кроме огромной мощности, эти двигатели отличаются малой массой, низким расходом топлива и невысоким уровнем шума. Дальность полета Ан-124 с максимальной нагрузкой 120 т составляет 5600 км, а с нагрузкой 40 т 11000 км.
• Рисунок 1 -- Схема самолета Ан-124
• Самолет С-5B «Galaxy»
• Самолет выполнен по нормальной аэродинамической схеме с фюзеляжем большого диаметра, высокорасположенным крылом и Т-образным оперением. Двигатели установлены на пилонах под крылом.
• Фюзеляж двухпалубный: в передней части верхней палубы, кроме кабины экипажа, предусмотрено место для отдыха 15 человек сменного персонала, а в задней части за кессоном крыла может быть размещено 75 сидений для перевозки личного состава. Нижняя палуба представляет собой грузовую кабину, которая может быть переоборудована для перевозки 270 солдат с вооружением.
• Четыре двигателя располагаются в подкрыльных гондолах на пилонах. В ходе программы модернизации на самолетах были установлены более совершенные двигатели TF 39-GE-1C.
• «Galaxy» стал первым транспортным самолетом, изначально оснащенным системой дозаправки топливом в воздухе. Благодаря этому, он может взлетать с минимальным запасом топлива, а затем принимать в воздухе порядка 90 тонн топлива.
• В 12 крыльевых баках C-5В размещается до 150 819 кг топлива.
• Рисунок 2 -- Схема самолета С-5В
• Самолет С-17 «Globemaster III»
• Самолет выполнен по нормальной аэродинамической схеме с фюзеляжем большого диаметра, высокорасположенным крылом и Т-образным оперением.
• Фюзеляж типа полумонокок со скошенной вверх хвостовой частью, снизу которой расположены два аэродинамических гребня. Грузовая кабина с задней грузовой рампой, на которой в полете может размещаться груз массой до 18,1 т. Рампа четырехсекционная с гидравлическим приводом устанавливается под различными углами наклона в зависимости от типа загружаемой в самолет техники. Грузовая кабина герметизирована, в ней могут перевозиться до 144 солдат с вооружением или 48 носилочных и 54 сидячих раненых. Нижняя часть фюзеляжа бронирована для защиты от стрелкового оружия.
• Четыре двигателя ТРДД Р117-PW-100 располагаются в подкрыльных гондолах на пилонах. Шасси трехопорное убирающееся с гидравлическим приводом и возможностью аварийного выпуска под действием силы тяжести. Длина двигателя 3,729 м, степень двухконтурности 6,0, сухая масса двигателя 3220кг, диаметр корпуса вентилятора 2,154 мм.
• Топливо размещается в баках общей емкостью 102614 л. Имеется система дозаправки топливом в полете.
• Рисунок 3 -- Схема самолета С-17 «Globemaster III»
• 1.2 Разработка тактико-технических требований
• Тактико-технические требования к проектируемому самолету определяют основные цели и задачи его создания, условия его применения, задают потребные значения основных параметров и характеристик самолета. Намечают условия его производства и эксплуатации. Все требования к проектируемому самолету подразделяются на несколько групп.
• 1.2.1 Функциональные требования
• назначение самолета: военно-транспортный стратегический самолет для перевозки военнослужащих и техники.
• основные задачи, выполняемые базовым самолетом: перевозка военнослужащих, различных видов техники и грузов.
• Варианты использования и возможные модификации самолета: использование для перевозки крупногабаритных и тяжелых народно-хозяйственных грузов, а также использование в качестве спасательного или санитарного самолета.
• Состав целевой (коммерческой) нагрузки: военные техника и грузы, военнослужащие, люди, сопровождающие технику и грузы.
• Состав экипажа: командир, второй пилот, бортинженер, два оператора погрузочно-разгрузочного оборудования, наблюдатель.
• Степень автоматизации основных этапов полета: высокая, обеспечивается бортовыми системами автоматического управления.
• Условия базирования, класс аэродрома, тип ВПП: аэродром класса 1, бетонированная ВПП.
• 1.2.2 Общие технические требования
• Эти требования определяют основные летные качества будущего самолета, его надежность и безопасность.
• Перечень качественных требований указывает самые важные свойства самолета, на которые при проектировании следует обращать внимание в первую очередь. Список требований:
• 1) Высокая крейсерская скорость полета;
• 2) Быстрота погрузки и выгрузки;
• 3) Возможность перевозки и десантирования с воздуха легкой и средней техники пехотной дивизии;
• 4) Хорошие взлетно-посадочные характеристики и возможность эксплуатации с грунтовых аэродромов;
• 5) Высокая топливная эффективность;
• 6) Возможность автономной эксплуатации с неподготовленных аэродромов;
• 7) Удобство обслуживания и ремонта.
• Воспользуемся методом парных сравнений и результаты запишем в таблицу.
• Таблица 2 - Метод парных сравнений

№	1	2	3	4	5	6	7	Рейтинг	Место
1	х	0	0	0	0	1	1	2	7
2	2	х	1	1	2	2	2	10	1
3	2	1	х	1	1	1	2	8	3
4	2	1	1	х	2	2	1	9	2
5	2	0	1	0	х	0	0	3	6
6	1	0	1	0	2	х	2	6	4
7	2	0	0	2	2	0	х	6	5

Запишем результаты парных сравнений в порядке убывания их важности:

1) Быстрота погрузки и выгрузки;

2) Хорошие взлетно-посадочные данные и возможность эксплуатации с грунтовых аэродромов;

3) Возможность перевозки и десантирования с воздуха легкой и средней техники пехотной дивизии;

4) Возможность автономной эксплуатации с неподготовленных аэродромов;

5) Удобство обслуживания и ремонта;

6) Высокая топливная эффективность;

7) Высокая крейсерская скорость.

1.2.3 Основные технические требования для проектируемого самолета

К разрабатываемому самолету предъявляются следующие основные технические требования:

1) назначение самолета - перевозка военнослужащих и техники;

2) масса груза: 120 т;

3) дальность полета: 6 500 км;

4) максимальная дальность полета: 8 000 км

5) крейсерская скорость: 850 км/ч;

6) крейсерская высота: 10 000 м;

7) посадочная скорость: не более чем 200 км/ч;

8) длина разбега: не более 3 500 м;

9) полный ресурс: 60 000 ч. 7 790 полетов;

10) размер серии: 10 летательных аппаратов;

11) коэффициент топливной эффективности: 26 г/паскм;

12) максимальная эксплуатационная перегрузка: 2,25;

2. Выбор схемы самолета

Схема самолета определяется количеством, взаимным расположением и формой основных агрегатов: крыла, оперения, фюзеляжа, шасси, а также типом, количеством и размещением двигателей и воздухозаборников. Схема любого самолета обусловлена его расположением и тактико-технических требований. Выбор схемы проектируемого самолета производится на основании статистических данных и разработанных основных тактико-технических требований.

2.1 Выбор схемы крыла

Для выбора схемы крыла определяются следующие параметры:

1) Число крыльев: 1 (моноплан);

2) Расположение крыла: высокоплан;

3) Форма крыла: стреловидная;

4) Угол стреловидности по ? хорд: ч = 30°;

5) Удлинение крыла: л = 8,6;

6) Сужение крыла: з = 4;

7) Тип профиля крыла: суперкритический;

8) Относительная толщина крыла в корневой части: С₀ = 14 %;

9) Относительная толщина крыла в концевой части: с_кц = 10 %;

10) Угол поперечного V крыла ш = -11°.

2.2 Выбор схемы фюзеляжа

Для выбора схемы фюзеляжа определяются следующие параметры:

1) Форма поперечного сечения фюзеляжа: сложное с D_экв = 8,2 м;

2) Удлинение фюзеляжа: л_ф = 8,7;

3) Удлинение носовой части фюзеляжа: л_н.ч. = 1,2;

4) Удлинение хвостовой части фюзеляжа л_хв.ч. = 3,0;

5) Площадь миделя: S_мид = 60 м²;

2.3 Взаимное расположение крыла и фюзеляжа

При выборе схемы взаимного расположения крыла и фюзеляжа рассматривают

комбинацию разных факторов, зависящих от летных характеристик самолета.

Различают т основных схемы взаимного расположения крыла и фюзеляжа:

1) Низкоплан -- самолёт (моноплан), крыло в котором проходит через нижнюю половину фюзеляжа.

2) Среднеплан -- схема крепления крыла к фюзеляжу самолёта (моноплана), когда крыло проходит через среднюю часть его сечения. Такая схема в применяется преимущественно на машинах лёгкой и боевой авиации.

3) Высокоплан -- схема крепления крыла к фюзеляжу самолёта (моноплана), когда крыло проходит через верхнюю половину его сечения, располагается на нём или даже над ним.

В данном случае была выбрана схема «высокоплан», так как она является более выгодной и типичной схемой для проектируемого вида самолета.

2.4 Балансировочная схема самолета

Аэродинамическая схема характеризует геометрическое и конструктивные особенности самолета. Известно большее число признаков, по которым характеризуется аэродинамическая схема, но в основном их принято различать по взаимному расположению крыла и горизонтального оперения. Для проектируемого самолета используется нормальная аэродинамическая схема.

Нормальная аэродинамическая схема - схема с расположением горизонтального оперения сзади крыла. Схема получила наибольшее распространение вследствие простого решения большинства вопросов продольной устойчивости и продольной управляемости на всех режимах полёта.

2.5 Схема расположения органов управления самолетом

Органами управления самолета является оперение. Оперение обеспечивает устойчивость, управляемость и балансировку самолета в полете. Оно состоит из горизонтального и вертикального оперения. К оперению также относят элероны - органы поперечной управляемости и балансировки.

Горизонтальное оперение состоит из неподвижной поверхности -- стабилизатора и шарнирно подвешенного к нему руля высоты.

Вертикальное оперение состоит из неподвижной части -- киля и шарнирно подвешенного к нему руля направления.

1) относительная площадь руля высоты: = 11 %;

2) относительная площадь руля направления: = 4 %;

3) относительная площадь руля элеронов: = 5 %;

4) углы отклонения руля высоты: д^о_в ^вверх = 25°, д^о_в ^вниз = 20°;

5) углы отклонения руля направления: д^о_н = ± 25°;

6) углы отклонения элеронов: д^о_э ^вверх = 20°, д^о_э ^вниз = 15°.

2.6 Выбор схемы оперения

Для выбора схемы оперения определяются следующие параметры:

1) Удлинение горизонтального оперения: л_г.о. = 5,0;

2) Сужение горизонтального оперения: з_г.о = 3,3;

3) Относительная толщина горизонтального оперения: _г.о. = 7,5 %;

4) Относительная площадь горизонтального оперения: _г.о. = 26 %;

5) Удлинение вертикального оперения: л_в.о = 1,25;

6) Сужение вертикального оперения: з_в.о = 2,5;

7) Относительная толщина вертикального оперения: _в.о. = 9 %;

8) Относительная площадь вертикального оперения: _в.о. = 15 %.

2.7 Выбор схемы шасси

Для выбора схемы шасси определяются следующие параметры:

1) Тип опор: колесные опоры;

2) Количество опор: 3-х опорное шасси;

3) Размещение опор: шасси состоит из двух основных опор и передней вспомогательной;

4) Относительная база шасси: = 0,35;

5) Относительная колея шасси:= 0,12;

6) Относительный вынос основных опор: = 0,09.

2.8 Выбор силовой установки

Для выбора двигателей самолета необходимо назначить тип двигателей, их количество, размещение и основные параметры двигателя.

Тип двигателя: турбореактивный двигатель двухконтурный (ТРДД) -- воздушно-реактивный двигатель, в котором поступающий в него воздух делится на 2 потока, проходящий через внутренние и внешние контуры. Внутренний контур - турбореактивный двигатель, внешний - кольцевой канал с вентилятором, создающий дополнительный воздушный поток через самостоятельное или общее реактивное сопло. ТРДД экономичнее обычного турбореактивного на дозвуковых скоростях, менее шумный.

Количество двигателей: n_дв = 4;

Размещение двигателей: в подкрыльных гондолах на пилонах;

Параметры двигателя:

1) Удельный вес двигателя: г = 0,168;

2) Удельный расход топлива: С_р0 = 0,55, С_е = 0,32;

3) Степень двухконтурности: m = 6,0.

2.9 Выбор типа механизации крыла

Для повышения несущей способности крыла на взлетно-посадочных режимах применяется взлетно-посадочная механизация крыла.

Для проектируемого самолета выберем наиболее распространенный вид механизации задней кромки крыла -- выдвижные двухщелевые закрылки. Их применение повышает несущую способность крыла за счет увеличения кривизны профиля, площади крыла и более плавного обтекания крыла, что обусловлено перетеканием воздушного потока через щели между крылом и закрылком.

Для обеспечения возможности полета на больших углах атаки применяется механизация передней кромки крыла. Для данного самолета выберем предкрылок. Благодаря перетеканию потока с нижней поверхности крыла через щель за предкрылком ускоряется поток, обтекающий верхнюю поверхность крыла, и его срыв затягивается до больших углов атаки.

Также для сокращения длины пробега при посадке предусмотрим на крыле интерцепторы.

2.10 Выбор удельной нагрузки на крыло

Выбранное значение удельной нагрузки на крыло проверяется по следующим условиям:

1)обеспечение заданной скорости захода на посадку:

где -удельная нагрузка на крыло при скорости захода на посадку, Н/м²;

= 2,7…2,9 при ч = 25…35 ⁰- коэффициент аэродинамической силы; = 61,7 - скорость захода на посадку, м/с; - относительная масса используемого топлива.

,

где =175 000 -- масса топлива, кг; =395 000 -- взлётная масса, кг;

;

2)обеспечение заданной крейсерской скорости на расчетной высоте полёта

,

где - удельная нагрузка на крыло на расчетной высоте полёта, Н/м²;

= 0,34 -- относительная плотность на расчётной высоте;

-- коэффициент лобового сопротивления при нулевой подъёмной силе;

,

где -- удлинение фюзеляжа;

- число маха,

где = 0,14 -- относительная толщина профиля крыла;

= 8,7 --удлинение фюзеляжа;

-- коэффициент отвала поляры;

где = 1,02 для трапециевидных крыльев с

-- эффективное удлинение крыла;



;

За расчётное значение удельной нагрузки на крыло принимаем наименьшее значение из полученных значений , .

2.11 Определение максимального аэродинамического качества

Максимальное аэродинамическое качество выражается формулой:

Коэффициент лобового сопротивления при нулевой подъёмной силе может быть определён по приближённой формуле:

=

Параметр в дозвуковой зоне выражается формулой:

;

Тогда максимальное аэродинамическое качество, :

3. Определение потребной тяговооруженности самолёта

Для каждого типа самолета в соответствии с тактико-техническими требованиями составляется перечень трех-пяти условий, определяющих величину потребной тяговооруженности для обеспечения основных летно-технических характеристик самолета. После расчета тяговооруженности по всем намеченным условиям наибольшая из них принимается за потребную для данного типа самолета.

3.1 Полет на крейсерском режиме

,

где -- аэродинамическое качество на крейсерском режиме;

-- коэффициент, учитывающий изменение тяги по скорости полёта;

-- коэффициент, учитывающий изменение тяги при дросселировании.

= 0,85...0,9 для крейсерского режима.

3.2 Обеспечение заданной длины разбега

,

где -- нагрузка на крыло (кг/м²);

-- принимается по статистике;

-- коэффициент трения колес шасси на разбеге;

-- средняя величина аэродинамического качества при разбеге для дозвуковых самолетов.

3.3 Взлёт с одним отказавшим двигателем

,

где = 4 - число двигателей на самолёте;

-- аэродинамическое качество самолёта при наборе высоты;

= 0,03 - угол наклона траектории при наборе высоты при ? 4.

;

Для данного самолёта потребная тяговооружённость .

4. Определение взлетной массы самолета

Одной из важнейших проблем проектирования самолёта является определение его взлётной массы . Основная задача при этом заключается в обеспечении требуемых лётно-тактических характеристик самолёта при минимальной величине, потому что любое неоправданное завышение взлётной массы всегда ухудшает эффективность самолёта - боевую или экономическую.

Для определения взлетной массы используется уравнение существования самолета:

,

где -- масса целевой (коммерческой нагрузки);

-- масса конструкции;

-- масса силовой установки;

-- масса топливной системы;

-- масса оборудования;

-- масса снаряжения;

-- масса экипажа.

4.1 Определение массы целевой нагрузки и экипажа

Для проектируемого военно-транспортного самолета масса целевой нагрузки равна массе перевозимого груза, указанного в задании. В данном случае = 120 т.

Приближенно абсолютную массу этой группы можно определять в виде суммы масс экипажа и снаряжения:

,

где ;

= 90 кг -- для военных самолетов;

-- число членов экипажа.

кг.

Массу снаряжения можно принимать в относительном виде и включать в массу оборудования :

= 0,02 ? 0,03 -- для средних и тяжелых самолетов.

4.2 Определение вероятного значения взлетной массы самолета

Определить величину взлетной массы самолета нулевого приближения можно по формуле:

,

где = 0,3 -- относительная масса конструкции;

= 0,09 -- относительная масса силовой установки;

= 0,33-- относительная масса топливной системы;

= 0,07 -- относительная масса оборудования и управления.

кг.

4.3 Определение относительных масс

4.3.1 Определение относительной массы конструкции

,

где -- для дозвуковых самолетов с прямым или стреловидным крылом большого или среднего удлинения;

-- отношение массы силовых нагруженных элементов к массе всей конструкции (в первом приближении = 0,5);

-- коэффициент разгрузки крыла;

= 4 -- сужение крыла;

= 1 -- доля топлива, располагаемого в крыле;

= 0,4 -- относительная, в долях полуразмаха, координата центра масс топлива (от плоскости симметрии самолета);

= 1 -- доля массы силовой установки, размещаемой на крыле;

= 0,4 -- относительная, в долях полуразмаха, координата центра масс силовой установки, размещенной на крыле;

= 2,25 -- коэффициент расчетной перегрузки;

= 0,08 - 0,115 -- для транспортных самолетов;

=1,2 ?1,3 -- для дозвуковых самолетов;

= 0,15 -- для дозвуковых самолетов;

= 8,6 -- удлинение крыла;

= 8,7 -- удлинение фюзеляжа;

= 633,7 -- удельная нагрузка на крыло в даН/м2;

= 574 000 -- исходная масса самолета в кг.

4.3.2 Определение относительной массы силовой установки

Эта масса может быть выражена через удельный вес двигателей и потребную тяговооруженность:

,

где -- коэффициент, учитывающий увеличение массы силовой установки по отношению к массе двигателя.

С учетом типа двигателей и их количества:

.

4.3.3 Определение относительной массы топливной системы

Эта масса определяется относительным запасом топлива и массой агрегатов топливной системы, которая учитывается введением поправочного коэффициента :

,

где =1,02…1,08 -- учитывает массу агрегатов топливной системы для тяжелых самолетов большой дальности.

Потребный запас топлива для самолётов с выраженным крейсерским участком полёта можно представить в виде:

,

где -- учитывает топливо для крейсерского полёта;

-- топливо для взлёта, набора высоты, разгона до крейсерской скорости, снижения и посадки;

-- навигационный запас топлива;

-- прочее (маневрирование по аэродрому, запуск и опробование двигателей, невырабатываемый остаток топлива).

Запас топлива для крейсерского полета, без учета влияния выгорания топлива на дальность полета:

,

где -- расчетная дальность крейсерского участка полета;

= 6500 км -- расчетная дальность полета;

-- горизонтальная дальность полета на участках набора высоты и снижения;

= 10 км -- средняя высота крейсерского полета;

км;

= 850 км/ч -- крейсерская скорость полета;

-- расчетная скорость встречного ветра (км/ч);

= 70 км/ч;

= 11,21 -- аэродинамическое качество на крейсерском режиме;

-- удельный расход топлива (кг/даН^.ч);

;

;

где m = 6 -- степень двухконтурности ТРДД.

= 0,7;

;

.

Находим поочередно все компоненты для вычисления потребной массы топлива.

;

;

Аэронавигационный запас топлива:



Прочие расходы топлива:

0,006.

Получаем относительную массу топливной системы:

.

4.3.4 Определение относительной массы оборудования

Для определения этой массы можно использовать следующие статистические зависимости.

,

где -- в кг;

= 0,02 ? 0,03 -- для средних и тяжелых самолетов.

.

4.3.5 Определение взлетной массы первого приближения

Рассчитанные по приближенным формулам значения относительных масс сравним со средними статистическими значениями. Для этого составим таблицу (Таблица 3).

Таблица 3 -- Сравнение значений относительных масс

Относительные массы	Рассчитанные значения	Средние статистические значения
	0,34	0,32
	0,07	0,09
	0,36	0,34
	0,03	0,06

кг.

.

Разница между и не превышает установленных 5-7%. Значит, принимаем окончательное значение взлетной массы массу, равную 602 700 кг.

5. Определение основных параметров самолета

5.1 Определение параметров крыла

Площадь крыла S (м²) определяют по значениям удельной нагрузки на крыло р₀(даН/м²) и взлетной массы первого приближения т₀^I (кг):

м²,

По известным относительным параметрам крыла определяют его абсолютные геометрические размеры (м):

1) размах : ;

2) корневая хорда : ;

3) центральная хорда : ;

4) средняя аэродинамическая хорда :

5)

.

5.2 Определение размеров фюзеляжа

Формы и размеры фюзеляжа определяются аэродинамическими и эксплуатационными требованиями. Используя относительные параметры, находят длину фюзеляжа, длину носовой части фюзеляжа и хвостовой части фюзеляжа.

Эквивалентный диаметр фюзеляжа принимаем по статистике ;

Длина фюзеляжа:

;

Длина носовой части фюзеляжа:

;

Длина хвостовой части фюзеляжа:

5.3 Определение параметров оперения

Принятые ранее при выборе схемы самолета относительные параметры и позволяют определить абсолютные площади горизонтального и вертикального оперения.

Площадь горизонтального оперения:

,

Площадь вертикального оперения:

По выбранным ранее относительным параметрам оперения находятся хорды и размах оперения:

Размах горизонтального оперения:

;

Концевая хорда горизонтального оперения:

Центральная хорда горизонтального оперения:

Высота вертикального оперения:

;

Концевая хорда вертикального оперения:

Центральная хорда вертикального оперения:

5.4 Определение параметров шасси

Для принятой схемы шасси определяются следующие параметры:

? база шасси:

? колея шасси:

? вынос главных колес: .

5.5 Определение массы топлива

Массу топлива на борту самолета определяют по значениям относительной массы топливной системы , коэффициента топливной системы и взлетной массы самолета первого приближения :

кг.

По найденному значению массы топлива определяем потребный объем топливных баков, приняв плотность топлива = 800кг/ м³.

.

Объем топливных баков должен превышать суммарный объем топлива минимум на 5% из-за расширения топлива.

5.6 Определение параметров и подбор двигателей

По значениям потребной тяговооруженности и взлетной массы самолета первого приближения находят суммарную тягу двигателей, даН:

Тяга одного двигателя

даН;

где -- число двигателей.

Масса одного двигателя определяется по формуле:

кг.

По известным параметрам , и находим двигатель с близкими к этим значениями. Наиболее подходящим является турбореактивный двухконтурный двигатель, произведенный фирмой General Electric -- GE90-115B с тягой = 51200 даН, = 8272 кг,

= 8,7.

6. Составление сводки масс самолета

По результатам расчета масс составляется сводка масс самолета, в которой подробно указываются массы всех частей, составляющих взлетную массу самолета. Все массы объединяются в группы по функциональному признаку. Для каждой группы определяется суммарная масса в абсолютном () и относительном () виде.

Таблица 4 -- Сводка масс самолета

Наименование	, кг
I КОНСТРУКЦИЯ Крыло Фюзеляж Оперение Шасси Окраска	173 639 87 425 41 386 17 922 30 135 904	0,291 0,147 0,069 0,030 0,051 0,002
II СИЛОВАЯ УСТАНОВКА Двигатели Агрегаты силовой установки	55 753 33 088 22 665	0,094 0,055 0,038
III ОБОРУДОВАНИЕ И УПРАВЛЕНИЕ	18 081	0,030
IV ПУСТОЙ САМОЛЕТ	247 473	0,415
V СНАРЯЖЕНИЕ И СЛУЖЕБНАЯ НАГРУЗКА Экипаж Снаряжение	18 081 540 17 541	0,030 0,001 0,029
VI ПУСТОЙ СНАРЯЖЕННЫЙ САМОЛЕТ	265 554	0,445
VII ЦЕЛЕВАЯ НАГРУЗКА	120 000	0,201
VIII ТОПЛИВО Расходуемое топливо Навигационный запас	210 652 188 955 21 697	0,353 0,317 0,036
IX ВЗЛЕТНАЯ МАССА	596 206	1

;

;

;

;

;

;

;

;

;

где = 0,14 -- относительная толщина корневого сечения крыла;

-- сужение крыла;

-- удлинение крыла;

-- удлинение фюзеляжа;

-- стреловидность крыла по четверти хорд;

-- конструкционная высота фюзеляжа, м;

= 1,25 если грузовые двери расположены с двух сторон и есть задний грузовой люк;

-- коэффициент силовой установки;

= 1,12 если шасси крепится к фюзеляжу;

;

-- размах крыла, м;

-- конструкционная длина фюзеляжа, м (не учитывает обтекатель оперения);

-- расчетная масса самолета, м;

-- масса двигателя;

-- количество двигателей;

-- расчетная перегрузка; , -- эксплуатационная перегрузка;

-- площадь крыла по трапеции (без наплывов, с подфюзеляжной частью), м²;

-- площадь вертикального оперения, м²;

-- площадь горизонтального оперения, м²;

-- площадь органов управления, расположенных на крыле (интерцепторы, элероны), м²;

кг.

кг.

Таким образом взлетная масса самолета второго приближения составляет 596 206 кг.

7. Разработка чертежа общего вида и технического описания самолета

7.1 Общие сведения

Военно-транспортный самолет «Скала-600». Предназначен для перевозки груза массой 120 т на расстояние 6500 км. Самолет выполнен по нормальной аэродинамической схеме с трапециевидным крылом, расположением горизонтального оперения сзади крыла и двигателями, размещенными на крыльях. Предназначен для эксплуатации с бетонных ВПП. Основные характеристики:

- крейсерская скорость -- 850 км/ч;

- дальность полета -- 2400 км;

- высота крейсерского полета -- 9000 м;

- целевая нагрузка -- 120 000 кг;

- взлетная масса -- 596 206 кг.

Возможны модификации самолета путем замены авионики, использования самолета для перевозки крупногабаритных и тяжелых народно-хозяйственных грузов, а также использование в качестве спасательного или санитарного самолета.

7.2 Конструкция планера

Планер самолета состоит из крыла, фюзеляжа, оперения, шасси.

Крыло представляет собой трапециевидное крыло с углом стреловидности по ? хорд 30⁰ и суперкритическим профилем. На крыле размещаются органы поперечного управления и механизация, повышающая коэффициент подъемной силы при взлете и посадке. Средства механизации крыла включают закрылки, находящиеся перед ними пластинчатые интерцепторы, а также внешние щелевые предкрылки. В крыле размещаются топливные баки и элементы топливной системы. К крылу на пилонах подвешиваются двигатели.

Фюзеляж самолета разделен на две палубы: верхняя предназначена для экипажа и служебного персонала, нижняя палуба -- представляет собой грузовую кабину. Грузовая кабина герметична и имеет передний (откидывающаяся носовая часть) и задний грузовые люки. Кабина оборудована бортовыми погрузочными кранами и передвижными напольными электрическими лебедками.

Шасси самолета трехопорное с передней вспомогательной опорой. Каждая основная опора шасси состоит из пяти независимых двухколесных стоек, передняя опора - из двух стоек, каждая из которых имеет два колеса. Передняя стойка убирается вперед, основные стойки убираются в обтекатели по бокам фюзеляжа.

7.3 Силовая установка

Четыре ТРДД General Electric -- GE90-115B.

Статическая тяга = 51200 даН;

Масса двигателя = 8272 кг;

Диаметр =3,43 м;

Длина = м;

Степень двухконтурности = 8,7;

Удельный вес =0,094;

Удельный расход топлива на крейсерском режиме = 0,45 кг/даН^.ч.

7.4 Управление самолетом

Самолет имеет гидравлическую необратимую бустерную систему управления с загрузочными механизмами.

7.5 Оборудование и системы самолета

Гидравлическая система состоит из насосов, гидроаккумуляторов, клапанов, фильтров, рабочего тела, трубопроводов, системы индикации неисправностей и служит для обеспечения работы систем управления.

Топливная система размещается в крыле, непосредственно у двигателей и состоит из насосов, приводов (электродвигателей), фильтров, датчиков, системы индикации, трубопроводов. Управление исполнительными органами топливной системы - электродистанционное.

Система жизнеобеспечения включает в себя систему кондиционирования вентиляционного типа с отбором воздуха от компрессоров двигателей и аварийную систему на случай разгерметизации, состоящую из баллонов со сжатым воздухом и дыхательных масок для пассажиров.

Электрическая система состоит из 2 генераторов, трансформаторов, выпрямителей, центрального распределительного щита, предохранителей, проводки.

Системы электроснабжения и жизнеобеспечения экипажа самолета являются высоконадежными.

Общий вид чертежа представлен в приложении А.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

Спроектированный военно-транспортный стратегический самолет с массой целевой нагрузки 120 т, расчетной дальностью полета 6 500 км при данной массе целевой нагрузки и максимальной дальностью полета 8 000 км при уменьшенной целевой нагрузке отвечает критериям безопасности и надежности международных воздушных перевозок. Самолет имеет неплохую экономическую эффективность и тактико-технические характеристики. Для самолета разработана рациональная конструкция и геометрические параметры. Самолет может использоваться для серийного производства, так как данный класс самолетов в настоящее время востребован.

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ

1 Козлов Д.М. Концептуальное проектирование самолета [Текст]: Метод. указания к курсовому проекту - Самара: изд-во СГАУ, 2010 - 13 с.

2 Егер С.М. Проектирование самолетов [Текст]: учебник для вузов/ С.М. Егер, В.Ф. Мишин, Н.К. Лисейцев и др. Под ред. С.М. Егера. - М.: Машиностроение, 1983. - 616с.

3 Комаров В.А. Концептуальное проектирование самолета: учеб. пособие/ В.А. Комаров, Н.М. Боргест, И.П. Вислов и др. Под ред. В.А. Комарова - Самара: изд-во СГАУ, 2007 - 92 с.: ил.

4 Егер С.М. Основы авиационной техники [Текст]: учебник/ Егер С.М., Матвеенко А.М., Шаталов И.А. Под ред. И.А. Шаталова - М.: Машиностроение, 2003.- 720 с.: ил.

5 Житомирский Г.И. Конструкция самолетов [Текст]: учебник для студентов авиационных специальностей вузов - М.: Машиностроение, 2005 - 406 с.: ил.

Размещено на Allbest