Специализация: Технология самолёто - и вертолётостроения

Специализация: Технология самолёто - и вертолётостроения

 

Определение массовых и геометрических параметров

Транспортного самолёта типа Ил 76Т

В нулевом приближении

 

(вариант 13)

 

 

Выполнил: студент группы А 2

 

 

Проверил:

Ст. преподаватель А. С. Данов

 

 

Киев 2016

 

 

Задание

Спроектировать транспортный самолёт по следующим параметрам:

- коммерческая нагрузка m _ком - 100 тонн;

- – максимальная дальность полёта L = 4000 км;

- длина разбега L_р = 1200 м

 

 

Lh=V	мком Т	Lp м	Hпот,м	Vkp км/ч	Hkp,м	nэк

 

 

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

 

Статистические данные самолётов

 

 

Таблица 1. Статистические данные самолётов

Название самолета, страна, год выпуска	С-5В США 1990	С – 17А США	АН 124 Украина	ИЛ – 76Т Россия 1976	АН-225 Украина
Летные данные	Vmax, kм/ч или Мmax
Hvmax, kм				14,5
Vкрейс, kм/ч или Мкрейс
Нкрейс, км
Vвзл, kм/ч
Vпос, kм/ч
Нпот, км
L (Mт max), км
L (Mгруз max), км
Lразб. или Lвзл, м
Lпроб. или Lпос, м
Массовые данные	Мо(m взл),кг
Мвзл max, кг (Mо, кг)
Mпуст, кг
Мпос,кг			-	-
Мпуст спор,кг
Моб,кг
Мгр ком,кг
Мт,кг
Мк,кг		-
Nэкип
Данные силовой установки	Число и тип двигателей	4ТРДД	4ТРДД	4ТРДД	4ТРДД	6ТРДД
P0,до Н	4*18600	4*16800	4*23400	4*12350	6*23400
Ср,кг/кВт*ч	0.6	0.62	0.37	0.625	0,37
Mдв, кг	4*1850	4*1580	4*3260	4*3005	6*3260
Геометрические данные	S, м^2	576,	353,	628,5	300,
L, м 31	67,88	50,3	73,3	50,5	88,4
cnк^0
l удлинение кр.	7,98	7,8	7,5	8,5	6,02
C0 , Cконц %	18/13	12/11	15/10	12/11	13/12
h сужение кр.	3.1	3,15	3.23	3.19	2,42
lф, м	75,6	50,3	71,87	46,6	84,0
dф, м	6,0	6,0	6,4	5,44	6,4
lф	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
SSмид, м^2	7,07	10,16	10,2	15,18	7,34
Производные величины	p=m0×g/10× S, дан/м^2		530,3	680,9	567,	640,4
t0=10×P0/ m0×g	0,23	0,28	0,25	0,306	0,301
g дв=mдв×g/P0	0,19	0,19	0,18	0,19	0,18
Kотд. =mпуст/m0	0,31	0,33	0,26	0,22	0,206
kм=m0×g/10×S×Sмид,дан/м^2

Описание самолётов

 

 

Ил-76Т Россия

Ил-76Т предназначен для перевозок на большую дальность: предусмотрена возможность полета в любую точку СНГ с одной промежуточной посадкой. От аналогичных зарубежных проектов (например, BAe 1000) отличается пассажирской кабиной увеличенных размеров. Разработка самолета началась в 1968 г. Двигатели для самолета4 ТРДД. Оперение самолета Т-образное, состоит из киля с трехсекционным рулем направления и фикси­рованного стабилизатора с рулем высоты. Также у самолета трехопорное шасси с носовым колесом

Рис. 1. Ил 76Т

Летно-технические характеристики Ил-76Т:

Габаритные размеры: длина — 46,59 м, высота — 14,76 м, размах крыла — 50,5 м, площадь крыла -300 м2.
Максимальная взлетная масса — 170 000 кг.
Вес топлива во внутренних топливных баках (максимальный) — 109 480 кг.
Грузоподъемность — 43400 — 47000 кг.
Силовая установка — 4хТРДД Д-30КП, тягой 4х12000 кгс.
Максимальная скорость — 850 км/ч.
Крейсерская скорость — 750-800 км/ч.
Практическая дальность полета — 3000 км (максимальная загрузка).
Практический потолок — 12 000 м.
Экипаж — 6/7 человек, включая двух бортоператоров.

Таблица 2.

Двигатель для Ил 76Т	Д-30КП 1 серии	Д-30КП 2 серии
Тяга, кгс Взлетный режим TH< +15°C, PH > 730 мм рт.ст., H=0
Тяга, кгс Взлетный режим TH< +23°C, PH > 730 мм рт.ст., H=0
Крейсерский режим Н=11 км, М=0,8
Удельный расход топлива, кг/кгс ч	0,705	0,705
Высота полета, м	до 12100	до 12100
Температура воздуха у земли для запуска и работы,°С	-60…+60	-60…+60
Длина двигателя, мм
Диаметр вентилятора по концам рабочих лопаток, мм
Сухая масса, кг
Масса реверса, кг
Поставочная масса, кг

Другой вариант Ил-76 — с американским двигателем «Пратт-Уитни» РШ2037.

На базе грузового самолета Ил-76, перед началом его серийного выпуска, рассматривался вариант пассажирского самолета-автобуса с облегченным фюзеляжем, на двух палубах которого располагалось до 250 пассажиров.

 

С-5А Тяжелый военно-транспортный самолёт С-5А «Гэлекси» (рис. 2) разработан фирмой «Локхид». В августе 1966 года началось строительство первого опытного образца этого самолёта, который в июне 1968 года совершил испытательный полет.

Экипаж самолёта обычно состоит из пяти человек: первый летчик (командир экипажа), второй летчик, штурман, бортинженер и оператор погрузочно-разгрузочного оборудования.

Рис. 2 Самолёт С-5А

Конструкция самолёта представляет собой моноплан с высокорасположенным стреловидным крылом. Крыло самолёта цельнометаллическое с двумя лонжеронами и работающей обшивкой. На нем имеются элероны, спойлеры, предкрылки и шестисекционные щелевые закрылки. По мнению американских специалистов, такая механизация крыла обеспечивает самолёту хорошие взлетно-посадочные характеристики, устойчивость и управляемость на всех режимах полета. Между лонжеронами расположены 12 топливных баков-отсеков, объединенных в три группы: четыре бака емкостью по 13 720 л., четыре по 17 510 л. и четыре по 15 140 л. Таким образом, максимальный запас топлива на самолёте 185 480 л. Для увеличения дальности полета самолёт оборудован системой дозаправки топливом в воздухе.

Летно-технические характеристики С-5B:

Габаритные размеры: длина -75,54 м, высота — 19,85 м, размах крыла — 67,88 м, площадь крыла -575,98 м2.
Максимальная взлетная масса — 379 657 кг.
Вес топлива во внутренних топливных баках (максимальный) — 150815 кг.
Грузоподъемность — 122 470 кг.
Силовая установка — 4хТРДД General Electric TF39-GE-1C, тягой 4х191,27 кН.
Максимальная скорость — 932 км/ч.
Крейсерская скорость — 919 км/ч.
Практическая дальность полета — 4400 км (максимальная загрузка).
Практический потолок — 10 600 м.
Экипаж — 7 человек, включая двух бортоператоров.

 

Летно-технические характеристики C-17 Globemaster III:

Габаритные размеры: длина — 53 м, высота — 16,8 м, размах крыла — 50,3 м, площадь крыла -353 м2.
Максимальная взлетная масса — 265 350 кг.
Запас топлива во внутренних топливных баках (максимальный) — 134 556 л.
Грузоподъемность — 77500 кг.
Силовая установка — 4хТРДД Р117-PW-100, тягой 4х185,49 кН.
Крейсерская скорость — 830 км/ч.
Практическая дальность полета — 4480 км (максимальная загрузка).
Практический потолок — 13 700 м.
Экипаж — 3 человека.

Ан 124 «Руслан»

Самолет Ан-124 «Руслан» был построен по аэродинамической схеме четырехмоторного турбореактивного высокоплана со стреловидным крылом и однокилевым оперением. Самолет оснащался авиационными двигателями Д-18Т производства компании ОАО «Мотор Сич». Обладает двумя палубами: нижняя палуба является грузовой, верхняя — кабина экипажа, кабина сменного экипажа, а также кабина для сопровождающих — до 21 человека.

 

парашютистов-десантников или 880 солдат с полным снаряжением

Рис. 3 ТС Ан 124 Руслан

Летно-технические характеристики Ан-124-100 «Руслан»:

Габаритные размеры: длина — 69,1 метра, высота — 21,08 м, размах крыла — 73,3 м, площадь крыла — 628 м2.
Максимальная взлетная масса — 392 000 кг.
Вес топлива во внутренних топливных баках (максимальный) — 212 350 кг.
Грузоподъемность — 120 000 кг.
Силовая установка — 4хТРДД Д-18Т, тягой 4х229,85 кН.
Максимальная скорость — 865 км/ч.
Крейсерская скорость — 800-850 км/ч.
Практическая дальность полета — 4800 км.
Практический потолок — 11 600 м.
Назначенный ресурс — 50 000 летных часов, 45 лет.
Экипаж — 8 человек, включая двух операторов погрузочно-разгрузочных работ.

 

Ан-225 «Мрия» (укр. Mрія: «Мечта», внутреннее обозначение: изделие «402», по кодификации НАТО: Cossack — «Казак») — советский транспортный реактивный самолёт сверхбольшой грузоподъёмности разработки ОКБ им. О. К. Антонова.

Рис. 4 Ан-225 Мрия

Фюзеляж

Размер фюзеляжа и определяется по статистическим данным. Приводим статистические данные по удлинениям фюзеляжа:

= · (4.7)

= · (4.8)

= · (4.9)

 

Примем = 5,9 м; = 7,26(см. таблицу 2); = 1,8; = 2,8(из метод. пособия); тогда

= 7,26 · 5,9 = 42,8 (м)

= 1,8 · 5,9 = 10,62(м)

= 2,8 · 5,9 = 16,52 (м)

 

 

4.3. Горизонтальное оперение:

Площадь горизонтального оперения равна

 

= · S

где берется на основании статистических данных, = 0,22(см. таблицу 2.1); S = 555,4

Тогда = 0,22 · 555,4 = 122,2 (м²)

Размах Г.О.

=

где = 4,3

 

= = 22,9 (м)

 

Корневая и концевая хорды ГО определяется исходя из значений , , :

 

= ·

=

Принимаем = 2,2, тогда

= · = 7,43 (м)

= = 3,3 (м)

 

Средняя аэродинамическая хорда ГО (САХ ГО) вычисляется по формуле:

 

=

= · 7,43 · = 4,4 (м)

 

координата САХ ГО по размаху ГО определяется соотношением

=

 

 

= = 3,8 · 1,31 = 4,99 (м)

 

Координата носка САХ ГО по оси ОХ

= tg c_{п.к. г.о.}

или

= · tg c_{п.к. г.о}

c

 

tg c_{п.к. г.о} = tg c _г.о +

tg c_{п.к. г.о} = 0,4 + = 0,47

tg c_{п.к. г.о} = 24⁰

= 4,99 · 0,47 = 2,3 (м)

 

Вертикальное оперение

 

Определим площадь горизонтального оперения по формуле:

= · = 0,2 · 555,4= 111,08 м²

 

Высота ВО определяется по формуле:

 

=

 

Подставим = 1,21 и = 111,08 (м²), получим:

 

= = 11,6 (м)

 

Корневая (по оси симметрии самолета) b₀ и концевая b_k хорды ВО, определяется исходя из значений S, h,

 

=

= · = 8,5 (м)

 

= /

 

= 8,5 / 1,6 = 5,3 (м)

 

Средняя арифметическая хорда ВО (САХ ВО) вычисляется по формуле

 

=

= · 8,5 · = 6,32 (м)

 

координата САХ ВО по высоте ВО определяется соотношением

 

= ·

= · = 2,7 (м)

 

Координата носка САХ ВО по оси ОУ

 

= · tg c_{п.к. b.о.}

или

= · tg c_{п.к. b.о}

где tg c_{п.к. b.о} – угол стреловидности BО по передней кромке.

 

tg c_п.к.b.о = tg c _b.о +

tg c_{п.к. b.о} = 0,6 + = 0,64

=2,7 · 0,64 = 1,7 (м)

Заключение

 

В результате данной расчетно-графической работы был приближенно разработан и спроектирован общий вид транспортного самолета и определены его геометрические параметры.

По статистическим данным самолетов аналогов были определены тактико-технические требования проектируемого самолёта.

Исходя из полученных ТТТ были определены массовые характеристики самолета и его основные геометрические параметры.

По полученным результатам строим чертеж внешнего вида самолёта на формате А1.

 

Полученные результаты являются основой для дальнейшей более детальной разработки конструкции самолета.

 

 

Список использованной литературы

 

1. Клименко В.Н., Кобылянский А.А., Малашенко Л.А. Приближенное определение основных параметров самолета: Учеб. пособие. – Харьков: ХАИ, 1986. – 40 с.

2. Інженерні основи функціонування і загальна будова аерокосмічної техніки/ В.С. Кривцов, Я.С. Карпов, М.М. Федотов. – Підручник для вищих навчальних закладів. Ч.2. – Харків: ХАІ, 2002.- 723 с.

3. Характеристики газотурбинных двигателей / Учеб. пособие. А.А. Кобелянский, А.Г. Гребеников. Харьков, 1985.

4. Шульженко М.И. “Конструкция самолетов”, “Машиностроение”, Москва, 1971 г.

5. Г.И. Житомирский “Конструкция самолетов”, “Машиностроение”, Москва, 1991 г.

Специализация: Технология самолёто - и вертолётостроения