Описание конструкции самолётов-аналогов

1.2.1. Описание и конструкция самолёта АН-148 (рис.1.1).

Самолёт АН 148 создан АНТК им. О.К.Антонова совместно с предприятиями Украины, России и других стран создает семейство двухдвигательных реактивных региональных самолетов Ан-148. Они предназначены для пассажирских, грузо-пассажирских и грузовых перевозок на региональных и магистральных линиях. На воздушных трассах новые лайнеры заменят Ан-24, Ту-134, Як-40 и Як-42.

В соответствии с пожеланиями потенциальных заказчиков партнеры по программе Ан-148 разрабатывают следующие самолеты семейства:

Варианты с максимальной пассажировместимостью до 70-80 пассажировместимостью:

- Ан-148-100А - перевозка пассажиров на дальность 2000-3000 км;

-Ан-148-100В - перевозка пассажиров на дальность 3000-4000 км;

-Ан-148-100Е – перевозка пассажиров на дальность 4000-4600км.

Варианты с максимальным уровнем комфорта для 10-30 пассажиров на дальность до 7700 км;

Грузовые;

Специального применения.

Самолет Ан-148 выполнен по схеме высокоплана с двигателями Д-436-148 на пилонах под крылом. Это позволяет повысить уровень защищенности двигателей и конструкции крыла от повреждений посторонними предметами. Наличие вспомогательной силовой установки, бортовой системы регистрации состояния систем, а также высокий уровень эксплуатабельности и надежности систем позволяют безопасно использовать Ан-148 на слабоподготовленных, галечных, грунтовых, обледеневших и заснеженных взлетно-посадочных полосах.

Таблица 1.1 Статистические данные

	Наименование самолета	Кавасаки С-1 Япония	ВАе-146 Великобритания	АН-148 Украина	АН-74ТК-300 Украина	Макдо- нелл-Дуг лас УС-14 США	Гольфстрим SRA-1	Проектируемый самолет
Летные данные	Vmax,км/ч
Hmax,км					-		12,5
Vкрейс, км/ч
Hкрейс,км	10,7	9,1				13,7
Vвзл, км/ч							-
L(mт max), км						-
L(mгр max),км	-	-		-	-
Lразб, км
Lпроб, км
Массовые данные	m0(mвзл), кг			-				-
m0 max, кг							-
mпуст, кг							-
mоб, кг							-
mгр, кг
mт, кг							-
Данные СУ силовой уст.	Число и тип двигателя	2 IT 8D-М-9	4 ТРДД	2 ТРДД	2 ТРДД	4 ТРДД	2 ТРДД	2 ТРДД
Р0, даН	2´657	4´304	2´640	2´640	4´312	2´672	-
Геометрические данные	S, м^2	120,5	77,5	161,589	143,712	161,6	86,8	-
l, м	30,6	26,34	28,91	38,26	33,6	23,7	-
X
Λ	7,8	8,97	9,58	9,43	7,5	6,47	8,7
Η	-	-	-	-	-	2,6	-
Lф, м		27,37	26,108	31,29	37,8	25,3	-
Dф, м	4,64	3,56	3,35	4,08	5,2	3,25	3,5
λф, м	7,5	7,6	7,793	7,3	7,8	7,7
ΣSМИД, м^2	16,8	17,02	9,774		36,6		-
Sэл	0,07	0,047	0,05	0,05	0,08		0,02
Sго	0,25	0,2	0,25	0,25	0,2		0,235
Sво	0,18	0,2	0,15	0,15	0,15	0,2	0,21
Производные величины	P0=m0g/10S, даН/м^2	314,7
t0=10P0/m0g	0,23	-	0,28	0,27	0,22	0,21	-
γдв=m0/P0	-	-	0,8	0,8	-	0,21	-
Kгр.полезн=mгр/m0	0.3	0,26	0,24	0,26	0,17	0,379	-
Kм=m0g/10SдаН/м^2	-	2337,4	2490,8	2817,5		-	-

Благодаря удобному по высоте расположению подпольных грузовых отсеков, при загрузке-выгрузке багажа не требуется применение специальных наземных средств.

Для самолетов семейства Ан-148 в ГП «Ивченко-Прогресс» разработан новый двигатель Д-436-148. Он оснащен системами автоматического управления и контроля, которые оптимизируют работу двигателя на всех участках полета, повышают его надежность, сокращают расход топлива и стоимость обслуживания. Двигатели Д-436-148 отвечают всем современным требованиям ICAO и «Евроконтроля». Их назначенный ресурс составляет 40000 ч, 20000 циклов.

 

 

Рисунок 1- АН-148.

 

 

1.2.2. Описание и конструкция самолёта АН-74ТК-300 (рис.1.2).

Самолет Ан-74ТК-300 является модификацией Ан-74, главным отличием которого от существующих образцов является перенос двигателей под крыло на пилоны.

Рисунок 1.2 - АН-74ТК-300.

 

1.2.3. Описание и конструкция самолёта Макдонелл – Дуглас (рис.1.3).

Самолет выполнен с высокорасположенным крылом трапециевидной формы с малой стреловидностью. Крыло имеет полную механизацию. На самолете установлено 4 двигателя ТРДД, расположенных над крылом. Фюзеляж полумонококовой конструкции. Грузовой люк расположен в хвостовой части фюзеляжа. Оперение Т-образное. Шасси выполнено в трехстоечном варианте с носовой стойкой.

Рисунок 1.3 - Макдонелл – Дуглас УС 15.

1.2.4. Описание и конструкция самолёта Кавасаки С-1 (рис.1.4).

Самолет выполнен с высокорасположенным крылом. Имеет 2 турбовентиляторных двигателя, расположенных на пилонах под крылом.

Крыло имеет полную механизацию. Оперение Т-образное. Шасси выполнено по трехопорной схеме, с носовой стойкой.

Рисунок 1.4 - Кавасаки С-1

 

1.2.5. Описание и конструкция самолёта ВАе-146 (рис.1.5).

ВАе-146 — транспортный самолет средней дальности, выполнен по схеме высокоплан, Конструкция планера самолета выполнена из легких сплавов. Силовая установка состоит из четырех ТРДД с тягой 31кН каждый, на сегодняшний день самолет имеет много модернизаций и может применяться для перевозки пассажиров, груза, а также использоваться в военных целях.

 

Рисунок 1.5 - ВАе-146.

Разработка Тактико-Технических Требований (ТТТ). Выбор и обоснование схемы самолета и его основных параметров.

 

После сбора статистических данных переходим к разработке ТТТ. Этот этап будет проводиться на основе анализа статистических материалов, дополнив заданные ТТТ проектируемого самолета.

Так как задан пассажирский самолет на 80 человек и дальностью полета L = 3500 км, длиной разбега L_разб =1400 м, то назначаем высоту крейсерского полета Н_крейс = 10 км, крейсерскую скорость V_крейс = 806 км/ч, М_н =10км= V_крейс/1074= 0,75.

Полученные ТТТ заносим в табл. 1.2.

Таблица 1.2. Тактико-технические требования

Мн	L, км	Lр, км	Нпот, км	Vкрейс, км/ч	Нкрейс, км	Vу н=0, м/с	nэк, чел
0,75		1,4	12,5				2+1

Выбор схемы самолёта

После внимательного изучения всех самолетов, выбранных для сбора статистических данных, для проектируемого самолета была выбрана нормальная аэродинамическая схема, т.к. она дает следующие преимущества:

- плавное обтекание крыла;

- ГО не затеняет крыло;

- носовая часть короткая, что приводит к лучшей путевой устойчивости.

Но есть и ряд недостатков:

- горизонтальное оперение работает в условиях скошенного потока и заторможенного крылом воздушного потока;

- практически на всех режимах полета горизонтальное оперение создает отрицательную подъемную силу.

По расположению крыла была выбрана схема высокоплан. При этом достигается ряд преимуществ:

- двигатели удалены от ВПП;

- уменьшается сопротивление интерференции.

Недостатки:

- конструктивно усложняется уборка шасси в крыло, увеличивается высота стоек;

необходимость усиления конструкции нижней части фюзеляжа.

Крыло имеет стреловидную форму, стреловидность прямая. Имеет большую строительную высоту, чем прямое крыло, отсюда увеличивается жесткость и объем под топливные баки. Но подъемная сила стреловидного крыла меньше, чем у прямого и хуже взлетно-посадочные характеристики(так как снижается эффективность средств механизации крыла на больших углах атаки).

Оперение Т-образное, имеет следующие преимущества:

- нет влияния спутной струи крыла;

- увеличивается плечо горизонтального оперения;

- повышается эффективность вертикального оперения.

Недостатки:

- усложняется конструкция узлов крепления (из-за малой базы крепления) и - увеличивается их вес;

- возрастает масса хвостовой части фюзеляжа;

Вертикальное оперение однокилевое.

На самолете установлены 2 двигателя, что увеличивает живучесть и надежность силовой установки. Тип двигателей ТРДД. У них меньший удельный вес по сравнению с остальными ГТД, но они менее экономичны. Двигатели расположены на пилонах под крылом, что обеспечивает пожарную безопасность, разгружается фюзеляж. Двигатели вынесены вперед под крылом. При этом обеспечивается аэродинамическую разгрузку крыла, обдув механизации крыла, повышается ее эффективность. Но в то же время увеличивается сопротивление за счет гондолы, пилонов; в случае отказа одного двигателя возникает большой разворачивающий момент; близость двигателей к земле снижает его ресурс.

Шасси выполнено по трехопорной схеме с носовой стойкой. При такой схеме самолет при посадке имеет тенденцию к опусканию носа, к уменьшению угла атаки и подъемной силы. Лучше обзор из кабины, хорошая путевая устойчивость при рулении по ВПП. Однако передняя опора утяжеляется и усложняется, ухудшается проходимость самолета на грунтовых аэродромах. Основные стойки убираются в фюзеляж.

Схема проектируемого самолета показана на рис. 1.6.

 

 

 

Рисунок 1.6 –схема проектируемого самолета

 

По статистическим данным были определены основные параметры крыла λ, χ, η, , относительная хорда закрылка , углы отклонения закрылков , относительная площадь элерона , параметры фюзеляжа, ГО, ВО, и занесены в табл. 1.3.

Таблица 1.3. Основные параметры самолета

λ	χ°	η			°		λф	Dф, м	Lф, м
8,7		3,05	0,15	0,15		0,02		3,5
		λго	λ во	χ°го	χ°во	го	во	ηго	ηво
0,235	0,21		1,15			0,06	0,09	2,5