Статистические данные самолётов

Задание

Спроектировать транспортный самолёт с ТВД по следующим параметрам:

- коммерческая нагрузка m _ком - 40 тонн;

- – максимальная дальность полёта L = 5000 км;

- длина разбега L_р = 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

 

Статистические данные самолётов

 

Таблица 1. Статистические данные самолётов

Название самолета, страна, год выпуска	Ан 70 1990	Ан 12	Airbus A400M	Lockheed C-130 Hercules 1954	АН-22 Украина
Летные данные	Vmax, kм/ч или Мmax
Hvmax, kм		8,600		9.8
Vкрейс, kм/ч или Мкрейс	700-750
Нкрейс, км
Vвзл, kм/ч
Vпос, kм/ч
Нпот, км
L (Mт max), км
L (Mгруз max), км	6600(20т)		7870/3300
Lразб. или Lвзл, м
Lпроб. или Lпос, м
Массовые данные	Мо(m взл),кг
Мвзл max, кг (Mо, кг)
Mпуст, кг
Мпос,кг			-	-
Мпуст снар,кг
Моб,кг
Мгр ком,кг
Мт,кг
Мк,кг		-
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, м^2	204,	121,7	221,5	162.12
L, м 31	44,06	38,015	42.4	40,41	64,4
cnк^0
l удлинение кр.	9,5	11,9	8,12	8,5	10,1
C0 , Cконц %	13/11	12/11	15/10	12/11	13/12
h 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
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
t0=10×P0/ m0×g	0,42	0,28	0,25	0,195/0.23	0,27
g дв=mдв×g/P0	0,16	0,19	0,18	0,19	0,18
Kотд. =mпуст/m0	0,54	0,33	0,26	0,22	0,206
kм=m0×g/10×S×Sмид,дан/м^2

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 C_y > 7 (C_y — отношение подъёмной силы к скоростному напору воздуха). Для сравнения на существующих самолётах максимально реализуемые C_y порядка 2-3.

Габариты грузовой кабины

• Длина: 12,19 м
• Ширина: 3,12 м
• Высота: 2,74 м
• Полезный объём: 128,9 м³

Лётные характеристики

• Максимально допустимая скорость: 700 км/ч на 3050 м
• Максимальная скорость: 645 км/ч
• Крейсерская скорость: 628 км/ч
• Скорость сваливания: 185 км/ч
• Практическая дальность: 5250 км (с грузом массой 18 144 кг)
• Практический потолок: 9315 м (при полётной массе 66 680 кг)
• Скороподъёмность: 10,7 м/с
• Время набора высоты: 6100 м за 14 мин.
• Нагрузка на крыло: 433,7 кг/м² (при нормальной взлётной массе)
• Тяговооружённость: 194,6 Вт/кг (при нормальной взлётной массе)
• Длина разбега: 1433 м (до высоты 15 м)
• Длина пробега: 777 м (с высоты 15 м при посадочной массе 58 967 кг)

 

Рис. 11. Проекции C-130

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 = 301 м²

Тогда = 0,22 · 301 = 66,22 (м²)

Размах Г.О.

=

где = 4,3

 

= = 16,9 (м)

 

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

 

= ·

=

Принимаем = 2,2, тогда

= 66.22/16.9 · = 5,4 (м)

= = 2,5 (м)

 

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

 

=

= · 5,4 · = 3,2 (м)

 

координата САХ ГО по размаху ГО определяется соотношением

=

 

 

= (16.9/6)х = 3,7 (м)

 

Вертикальное оперение

 

Определим площадь горизонтального оперения по формуле:

= · = 0,2 · 301= 60,2 м²

 

Высота ВО определяется по формуле:

 

=

 

Подставим = 1,21 и = 60.2 (м²), получим:

 

= = 8,6 (м)

 

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

 

=

= (60.2/8.6) · = 8,6 (м)

 

= /

 

= 8,5 / 1,6 = 5,4 (м)

 

Средняя арифметическая хорда ВО (САХ ВО) вычисляется по формуле

 

=

= · 8,6 · = 5,5 (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.

 

Задание

Спроектировать транспортный самолёт с ТВД по следующим параметрам:

- коммерческая нагрузка m _ком - 40 тонн;

- – максимальная дальность полёта L = 5000 км;

- длина разбега L_р = 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

 

Статистические данные самолётов

 

Таблица 1. Статистические данные самолётов

Название самолета, страна, год выпуска	Ан 70 1990	Ан 12	Airbus A400M	Lockheed C-130 Hercules 1954	АН-22 Украина
Летные данные	Vmax, kм/ч или Мmax
Hvmax, kм		8,600		9.8
Vкрейс, kм/ч или Мкрейс	700-750
Нкрейс, км
Vвзл, kм/ч
Vпос, kм/ч
Нпот, км
L (Mт max), км
L (Mгруз max), км	6600(20т)		7870/3300
Lразб. или Lвзл, м
Lпроб. или Lпос, м
Массовые данные	Мо(m взл),кг
Мвзл max, кг (Mо, кг)
Mпуст, кг
Мпос,кг			-	-
Мпуст снар,кг
Моб,кг
Мгр ком,кг
Мт,кг
Мк,кг		-
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, м^2	204,	121,7	221,5	162.12
L, м 31	44,06	38,015	42.4	40,41	64,4
cnк^0
l удлинение кр.	9,5	11,9	8,12	8,5	10,1
C0 , Cконц %	13/11	12/11	15/10	12/11	13/12
h 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
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
t0=10×P0/ m0×g	0,42	0,28	0,25	0,195/0.23	0,27
g дв=mдв×g/P0	0,16	0,19	0,18	0,19	0,18
Kотд. =mпуст/m0	0,54	0,33	0,26	0,22	0,206
kм=m0×g/10×S×Sмид,дан/м^2

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 C_y > 7 (C_y — отношение подъёмной силы к скоростному напору воздуха). Для сравнения на существующих самолётах максимально реализуемые C_y порядка 2-3.