Технические характеристики Ан-225 «Мрия»

• Экипаж, чел: 6
• Размах крыла, м: 88,4
• Длина, м: 84
• Высота, м: 18,2
• Площадь крыла, м²: 905
• Масса:
• пустого самолёта, кг: 250 000^[5]
• максимальная взлётная, кг: 640 000
• Тяга нефорсажная, кH: 1377
• Масса топлива, нормальная, кг: 300 000
• Крейсерская скорость, км/ч: 850^[5]
• Дальность полёта:
• практическая, км: 15 400
• практическая с нагрузкой в 200 тонн, км: 4000^[5]
• Практический потолок, м: 12 000^[5]
• Полезная нагрузка, кг: дo 250 000

Двигатель

• Тип двигателя: Турбореактивный двухконтурный
• Модель: «Д-18Т»^[6]
• Тяга:
• взлётный режим, кгс: 6 × 23 430
• крейсерский режим, кгс: 6 × 4860
• Масса двигателя, кг: 6 × 4100
• Удельный расход топлива
• крейсерский режим, кг/кгс·ч: 0,57-0,63
• взлётный режим, кг/кгс·ч: 0,34
• Межремонтный ресурс, ч: 6000
• Габариты:
• длина, мм: 5400
• диаметр, мм: 2330

Рис 7. ТС Ан 225 Мрия

 

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		-
Nпасс	/10	/7	/7	/5	/7
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, м2	576,	353,	628,5	300,
L, м 31	67,88	50,3	73,3	50,5	88,4
cnк0
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, м2	7,07	10,16	10,2	15,18	7,34
Производные величины	p=m0×g/10× S, дан/м2		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/м2

 

ФОРМИРОВАНИЕ ТТT ПРОЕКТИРУЕМОГО

САМОЛЁТА. Выбор и обоснование схемы самолета

 

Схема самолета - внешние формы и взаиморасположение частей, определяющее жесткостные и массовые характеристики, тактические, эксплуатационные и технологические характеристики. Исходя из анализа статистических данных и тактико-технических требований для проектируемого самолета выбираем схему: свободнонесущий моноплан с высоко расположенным крылом трапециевидной формы в плане.

В качестве аэродинамической схемы самолета была выбрана «нормальная» схема, т.е. балансировочная схема с хвостовым горизонтальным оперением, т.к. данная схема обеспечивает наилучшую управляемость и устойчивость для данных скоростей полета (М<1).

Применение схемы высокоплана позволяет снизить сопротивление интерференции по сравнению с низкорасположенным крылом.

Схема высокоплана позволяет уменьшить высоту опор шасси при креплении их к фюзеляжу, а следовательно - и их массу. При этом уменьшается расстояние между порогом пола и поверхностью аэродрома.

Кроме того, в двигатели, расположенные на крыле не попадает грязь и камни с ВПП при влёте и посадке, что продлевает их срок службы.

Проектируемый самолет представляет собой высокоплан, т.к. данная схема обеспечивает удобство погрузки без применения дополнительной техники и максимальное использование внутреннего объема грузовых отсеков.

Применение трапециевидного крыла обеспечивает высокую подъемную силу, а, следовательно, и аэродинамическое качество невысокое профильное сопротивление, простоту в производстве и меньшую массу конструкции по сравнению со стреловидным. Оперение Т - образное.

Шасси двухопорное с передней стойкой. Передняя опора убирается в фюзеляж, основные - в специальные обтекатели в мотогандолах.

Двигатели - турбореактивные с 2й степенью двухконтурности, расположены на крыле. Размещение двигателей на крыле в мотогондолах позволяет разгрузить крыло, т.е. уменьшить массу крыла. Вместе с тем, такое расположение двигателей при отказе одного из них требует большего вертикального оперения для компенсации возникающего разворачивающего момента.

Таблица2

Относительная толщина профиля	с
Удлинение крыла	λ	7.76
Сужение крыла	ђ	3.018
Стреловидность	Хпк
Диаметр фюзеляжа	dф	6.4
Удлинение фюзеляжа	λ	7.26
Полезная нагрузка	мком
Коэффициент полезной отдачи	Котд	0.29
Число двигателей	Nдв

 

г.о.	в.о.	l г.о	l в.о .	c г.о.	c в.о.	в.о.	г.о.	h г.о	h в.о
0,22	0,2	4,3	1,21	24,1	32,10	0,14	0,14	2,2	1,6

Таблица2.1

Lh=V	мком	Lp	Hпот,м	Vkp	Hkp,м	nэк