Самолет An 124

     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 

     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 γ=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  λ	8,55	7,99	7,16	8,6
17	Сужение крыла  η	4	3,6	4,9	4
18	Угол стреловидности крыла χо	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 λф	8,64	9,05	7,73	8,7
22	Удлинение носовой  части фюзеляжа λфнч	1,18	1,28	1,29	1,2
23	Удлинение горизонтального оперения λГО	5,37	4,62	5,77	5,4
24	Сужение горизонтального  оперения ηГО	3,13	3,4	2,86	3
25	Угол стреловидности горизонтального оперения χого	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 λВО	1,27	1,24	1,33	1,28
29	Сужение вертикального  оперения ηВО	2,67	1,3	1	2,6
30	Угол стреловидности вертикального оперения χово	45°	36°	45°	45°
31	Площадь вертикального  оперения SВО, м2	95	107	75	100
32	Коэффициент статического момента АВО=SВОLВО/Sι	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/ι	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

1. назначение самолета: военно-транспортный стратегический самолет для перевозки военнослужащих и техники.
2. основные задачи, выполняемые базовым самолетом: перевозка военнослужащих, различных видов техники и грузов.
3. Варианты использования и возможные модификации самолета: использование для перевозки крупногабаритных и тяжелых народно-хозяйственных грузов, а также использование в качестве спасательного или санитарного самолета.
4. Состав целевой (коммерческой) нагрузки: военные техника и грузы, военнослужащие, люди, сопровождающие технику и грузы.
5. Состав экипажа: командир, второй пилот, бортинженер, два оператора погрузочно-разгрузочного оборудования, наблюдатель.
6. Степень автоматизации основных этапов полета: высокая, обеспечивается бортовыми системами автоматического управления.
7. 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