Самолет An 124

 

     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/пас км;
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 ¼ хорд: χ = 30°;
5. Удлинение крыла: λ = 8,6;
6. Сужение крыла: η = 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 ψ = –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: λ_ф = 8,7;
3. Удлинение носовой части фюзеляжа: λ_н.ч. = 1,2;
4. Удлинение хвостовой части фюзеляжа λ_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: δ^о_в ^вверх = 25°, δ^о_в ^вниз = 20°;

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

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

     2.6 Выбор схемы оперения 

     Для выбора схемы оперения определяются следующие параметры:

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

     2) Сужение горизонтального оперения: η_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: λ_в.о = 1,25;

     6) Сужение вертикального оперения: η_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: γ = 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 χ = 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.