Ирина Эланс

Автор который поможет с любыми образовательными и учебными заданиями

Самолет An 124

Федеральное агентство по образованию

Государственное образовательное учреждение

высшего профессионального образования

САМАРСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ

АЭРОКОСМИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ

имени академика С.П. КОРОЛЕВА

(Национально-исследовательский институт)

Факультет летательных аппаратов

Кафедра конструкции и проектирования летательных аппаратов

Курсовой проект

Концептуальное проектирование

военно-транспортного стратегического самолета

Выполнил студент

Д.В. Родионов

Самара 2010

Реферат

Пояснительная записка: ___ стр., ___ рис., ___ табл., ___источников.

Графическая документация: ___ л. A__.

ВЗЛЕТНАЯ МАССА, ДАЛЬНОСТЬ ПОЛЕТА, КРЫЛО, ОПЕРЕНИЕ, САМОЛЕТ, ПРОЕКТИРОВАНИЕ, ТЯГОВООРУЖЕННОСТЬ, ТАКТИКО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ТРЕБОВАНИЯ, ШАССИ, ФЮЗЕЛЯЖ

самолет транспортный военный

Цель работы — спроектировать военно-транспортный стратегический самолет с грузоподъемностью 120 т и дальностью полета 6500 км.

В курсовом проекте определены тактико-технические требования самолета, разработано техническое предложение, выбрана схема самолета и определено наивыгоднейшее сочетание основных параметров самолета и его систем, обеспечивающих выполнение заданных требований, рассчитаны геометрические, весовые и энергетические характеристики самолета. Приведен эскиз модели спроектированного самолета.

СОДЕРЖАНИЕ

ВВЕДЕНИЕ

Самолёты относятся к классу летательных аппаратов, использующих аэродинамический принцип полёта. Они расходуют энергию запасенного топлива для создания движущей, подъёмной и управляющих сил с помощью воздушной среды. В настоящее время этот тип летательных аппаратов с огромным потенциалом дальнейшего развития, так как освоенная область скоростей и высот полёта, в которой возможна реализация аэродинамического принципа полёта, очень мала, а потребности общества в таких летательных аппаратах постоянно возрастают.

В любом самолёте можно выделить ряд функциональных подсистем, определяющих в совокупности его полезные свойства. Это подсистема создания подъёмной силы, подсистема, обеспечивающая устойчивость и управляемость самолёта на заданной траектории, подсистема обеспечения движущей силы, подсистемы обеспечения целевой функции, жизнеобеспечения, обеспечения управления и навигации в различных условиях полёта.

Задачей проектирования является разработка схемы, структуры и конструкции будущего самолёта и составляющих его элементов, которая должна обеспечить при определённых ограничениях наиболее эффективное выполнение поставленных целей. Решение этой задачи реализовывается в данной курсовой работе.

1. Анализ проектной ситуации и разработка тактико-технических требований проектируемого самолета

1.1 Составление статистики

Статистические таблицы, составляемые при разработке нового самолета, содержат введения об основных характеристиках и параметрах самолетов-прототипов, идентичных по назначению и условиям применения проектируемому самолету, и имеющих примерно одинаковую с ним, целевую нагрузку и дальность полета. В таблицу заносятся данные о 3–5 самолетах, с указанием страны и фирмы, выпустившей данный самолет, года выпуска, типа, количества двигателей, и их основных параметров. Приводятся массовые, геометрические, летно-технические параметры прототипов. Массовые, геометрические параметры представляются как в абсолютном, так и в относительном виде. К таблице приложены краткие описания, включенных в нее самолетов, с кратким указанием важнейших конструктивных особенностей, наиболее интересных идей и технических решений, использованных при разработке данного самолета. К описанию обязательно прикладывается схема самолета в трех проекциях, которая может использоваться для определения недостающих геометрических размеров. Содержание статистической таблицы показано в таблице 1.

Таблица 1 — Статистическая таблица

№	Самолеты	1	2	3	4
1	Наименование самолета, фирма, страна, год выпуска	Ан-124 «Руслан», Россия, 1987	С-5В «Galaxy», США, 1984	С-17А «Globemas-terIII» США, 1993	«Скала–600» Россия
2	Экипаж	7	5	3	6
Характеристики силовой установки
3	Тип двигателей, количество(n),тяга (мощность) n×P_o,(gaH)	4×23400 ТРДД Д–18Т	4×19500 ТРДД TF 39–GE–1	4×19000 ТРДД F 117–PW–100	4×51200 ТРДД GE90–115B
4	Удельный расход топлива С_ро (С_е),кг/gaH*ч	0,34 (0,55)	0,32 (0,64)	0,33 (0,56)	0,32 (0,55)
5	Степень двухконтурности m	5,6	8,0	6,0	8,6
6	Удельный вес двигателя γ=m_двg/10P_o; gaH/кВт	0,171	0,168	0,166	0,168
Массовые характеристики
7	Взлетная масса m_о,кг	392 000	380 000	263 000	596 206
8	Масса коммерческая (боевой) нагрузки m_ком, кг	120 000	118 000	78 000	120 000
9	Масса пустого самолета m_пуст, кг	173 000	169 643	122 016	247 473
10	Масса топлива m_Т, кг	178 461	150 819	79 620	210 652
11	Весовая отдача по коммерческой нагрузке k_Bo=(m_o-m_ком)/m_o , k_ком= m_ком/m_o	0,694	0,689	0,703	0,797
12	Удельная нагрузка на крыло p_o=m_og/10S, gaH/м²	611,7	646,5	730	633,7
13	Тяговооруженность (энерговооруженность) P_o=10P_o/m_og (gаН)	0,06	0,05	0,07	0,245
Геометрические характеристики
14	Площадь крыла S, м²	628	576	353	932
15	Размах крыла , м	73,30	67,88	50,29	89
16	Удлинение крыла λ	8,55	7,99	7,16	8,6
17	Сужение крыла η	4	3,6	4,9	4
18	Угол стреловидности крыла χ^о	30°	25°	25°	30°
19	Относительные толщины с_о; с_кц , %	14; 10	17; 9	17; 10	14; 10
20	Диаметр фюзеляжа D_экв, м	8,0	7,5	6,9	8,2
21	Удлинение фюзеляжа λ_ф	8,64	9,05	7,73	8,7
22	Удлинение носовой части фюзеляжа λ_фнч	1,18	1,28	1,29	1,2
23	Удлинение горизонтального оперения λ_ГО	5,37	4,62	5,77	5,4
24	Сужение горизонтального оперения η_ГО	3,13	3,4	2,86	3
25	Угол стреловидности горизонтального оперения χ^о_го	36°	29°	30°	36°
26	Площадь горизонтального оперения S_ГО, м²	167	100	79,2	180
27	Коэффициент статического момента А_ГО=S_roL_ro/Sb_A	1,24	1,37	1,19
28	Удлинение вертикального оперения λ_ВО	1,27	1,24	1,33	1,28
29	Сужение вертикального оперения η_ВО	2,67	1,3	1	2,6
30	Угол стреловидности вертикального оперения χ^о_во	45°	36°	45°	45°
31	Площадь вертикального оперения S_ВО, м²	95	107	75	100
32	Коэффициент статического момента А_ВО=S_ВОL_ВО/Sι	0,02	0,03	0,04
33	Относительная база шасси b_o=b_o/L_ф	0,35		0,36	0,4
34	Относительная колея шасси B=B/ι	0,12	0,15	0,14	0,12
Лётные характеристики
35	Максимальная скорость на высоте полета V_max/H, км/чм	865/8 000	890/7 200	650/7 400	900/ 7 500
36	Крейсерская скорость на высоте полета V_крейс/H_крейс, км/чм	800 / 10 000	830 / 8 000	650 / 7 400	850 / 10 000
37	Посадочная скорость V_пос, км/ч	195	192	216	200
38	Потолок H_п, м	12 000	10 895	13 000	12 000
39	Дальность полета с нагрузкой L_p/m_ком, км/кг	3200 /150 000; 5200 / 120 000	5480 / 118 400	4456 / 75 750	6 500 /120 000
40	Максимальная дальность полета с нагрузкой L_max/m_ком, км/кг	11 900 /40 000	11 000 /44 000	5 100 / 56 000	8 000 / 80 000
41	Длина разбега (длина ВПП) _разб, м	3300	3700	2286	3300
Прочие данные
42	Габариты грузовой кабины BхHхL, м	6,4×4,4×36,5	5,8×4,1×37	5,5×4,1×26,8
43	Вооружение	нет	нет	нет	нет
44	Тип ВПП	Бетонированная, грунтовая	Бетонированная	Бетонированная, небетонированная	Бетонированная
45	Топливная эффективность к_топ, г/пасс км (г/т км)	25-26
46	Расчетная (эксплуатационная) перегрузка n_A	2,25	2,25	2,25	2,25

Самолет Ан–124 «Руслан»

Самолет предназначен для перевозки штатной боевой и обеспечивающей техники мотострелковой и воздушно-десантной дивизии, парашютного десантирования грузов и боевой техники с расчетами (экипажами), перевозки крупногабаритных и тяжелых народно-хозяйственных грузов.

Ан–124 выполнен по обычной для тяжелых военно-транспортных самолетов схеме высокоплана со стреловидным крылом сравнительно большого удлинения, однокилевым хвостовым оперением и многоколесным убирающимся в полете шасси.

Фюзеляж самолета разделен на две палубы. Верхняя передняя палуба для размещения основного и сменного экипажа и оборудования, верхняя задняя палуба для размещения людей, сопровождающих технику и грузы. Нижняя палуба непосредственно для размещения техники и грузов.

Грузовая кабина герметична и имеет передний (откидывающаяся носовая часть) и задний грузовые люки. Кабина оборудована бортовыми погрузочными кранами и передвижными напольными электрическими лебедками.

Многоколесное шасси оснащено системой приседания. Каждая основная опора шасси состоит из пяти независимых двухколесных стоек, передняя опора - из двух стоек, каждая из которых имеет два колеса.

Силовая установка состоит из четырех турбовентиляторных двигателей большой степени двухконтурности Д-18Т. Кроме огромной мощности, эти двигатели отличаются малой массой, низким расходом топлива и невысоким уровнем шума. Дальность полета Ан-124 с максимальной нагрузкой 120 т составляет 5600 км, а с нагрузкой 40 т 11000 км.

Рисунок 1 — Схема самолета Ан-124

Самолет С–5B «Galaxy»

Самолет выполнен по нормальной аэродинамической схеме с фюзеляжем большого диаметра, высокорасположенным крылом и Т-образным оперением. Двигатели установлены на пилонах под крылом.

Фюзеляж двухпалубный: в передней части верхней палубы, кроме кабины экипажа, предусмотрено место для отдыха 15 человек сменного персонала, а в задней части за кессоном крыла может быть размещено 75 сидений для перевозки личного состава. Нижняя палуба представляет собой грузовую кабину, которая может быть переоборудована для перевозки 270 солдат с вооружением.

Четыре двигателя располагаются в подкрыльных гондолах на пилонах. В ходе программы модернизации на самолетах были установлены более совершенные двигатели TF 39-GE-1C.

«Galaxy» стал первым транспортным самолетом, изначально оснащенным системой дозаправки топливом в воздухе. Благодаря этому, он может взлетать с минимальным запасом топлива, а затем принимать в воздухе порядка 90 тонн топлива.

В 12 крыльевых баках C-5В размещается до 150 819 кг топлива.

Рисунок 2 — Схема самолета С–5В

Самолет С-17 «Globemaster III»

Самолет выполнен по нормальной аэродинамической схеме с фюзеляжем большого диаметра, высокорасположенным крылом и Т-образным оперением.

Фюзеляж типа полумонокок со скошенной вверх хвостовой частью, снизу которой расположены два аэродинамических гребня. Грузовая кабина с задней грузовой рампой, на которой в полете может размещаться груз массой до 18,1 т. Рампа четырехсекционная с гидравлическим приводом устанавливается под различными углами наклона в зависимости от типа загружаемой в самолет техники. Грузовая кабина герметизирована, в ней могут перевозиться до 144 солдат с вооружением или 48 носилочных и 54 сидячих раненых. Нижняя часть фюзеляжа бронирована для защиты от стрелкового оружия.

Четыре двигателя ТРДД Р117-PW-100 располагаются в подкрыльных гондолах на пилонах. Шасси трехопорное убирающееся с гидравлическим приводом и возможностью аварийного выпуска под действием силы тяжести. Длина двигателя 3,729 м, степень двухконтурности 6,0, сухая масса двигателя 3220кг, диаметр корпуса вентилятора 2,154 мм.

Топливо размещается в баках общей емкостью 102614 л. Имеется система дозаправки топливом в полете.

Рисунок 3 — Схема самолета С–17 «Globemaster III»

1.2 Разработка тактико-технических требований

Тактико-технические требования к проектируемому самолету определяют основные цели и задачи его создания, условия его применения, задают потребные значения основных параметров и характеристик самолета. Намечают условия его производства и эксплуатации. Все требования к проектируемому самолету подразделяются на несколько групп.

1.2.1 Функциональные требования

назначение самолета: военно-транспортный стратегический самолет для перевозки военнослужащих и техники.
основные задачи, выполняемые базовым самолетом: перевозка военнослужащих, различных видов техники и грузов.
Варианты использования и возможные модификации самолета: использование для перевозки крупногабаритных и тяжелых народно-хозяйственных грузов, а также использование в качестве спасательного или санитарного самолета.
Состав целевой (коммерческой) нагрузки: военные техника и грузы, военнослужащие, люди, сопровождающие технику и грузы.
Состав экипажа: командир, второй пилот, бортинженер, два оператора погрузочно-разгрузочного оборудования, наблюдатель.
Степень автоматизации основных этапов полета: высокая, обеспечивается бортовыми системами автоматического управления.
Условия базирования, класс аэродрома, тип ВПП: аэродром класса 1, бетонированная ВПП.

1.2.2 Общие технические требования

Эти требования определяют основные летные качества будущего самолета, его надежность и безопасность.

Перечень качественных требований указывает самые важные свойства самолета, на которые при проектировании следует обращать внимание в первую очередь. Список требований:

1) Высокая крейсерская скорость полета;

2) Быстрота погрузки и выгрузки;

3) Возможность перевозки и десантирования с воздуха легкой и средней техники пехотной дивизии;

4) Хорошие взлетно-посадочные характеристики и возможность эксплуатации с грунтовых аэродромов;

5) Высокая топливная эффективность;

6) Возможность автономной эксплуатации с неподготовленных аэродромов;

7) Удобство обслуживания и ремонта.

Воспользуемся методом парных сравнений и результаты запишем в таблицу.

Таблица 2 – Метод парных сравнений

№	1	2	3	4	5	6	7	Рейтинг	Место
1	х	0	0	0	0	1	1	2	7
2	2	х	1	1	2	2	2	10	1
3	2	1	х	1	1	1	2	8	3
4	2	1	1	х	2	2	1	9	2
5	2	0	1	0	х	0	0	3	6
6	1	0	1	0	2	х	2	6	4
7	2	0	0	2	2	0	х	6	5

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:

назначение самолета – перевозка военнослужащих и техники;
масса груза: 120 т;
дальность полета: 6 500 км;
максимальная дальность полета: 8 000 км
крейсерская скорость: 850 км/ч;
крейсерская высота: 10 000 м;
посадочная скорость: не более чем 200 км/ч;
длина разбега: не более 3 500 м;
полный ресурс: 60 000 ч. 7 790 полетов;
размер серии: 10 летательных аппаратов;
коэффициент топливной эффективности: 26 г/пас км;
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:

Число крыльев: 1 (моноплан);
Расположение крыла: высокоплан;
Форма крыла: стреловидная;
Угол стреловидности по ¼ хорд: χ = 30°;
Удлинение крыла: λ = 8,6;
Сужение крыла: η = 4;
Тип профиля крыла: суперкритический;
Относительная толщина крыла в корневой части: С₀ = 14 %;
Относительная толщина крыла в концевой части: с_кц = 10 %;
Угол поперечного V крыла ψ= –11°.

2.2 Выбор схемы фюзеляжа

Для выбора схемы фюзеляжа определяются следующие параметры:

Форма поперечного сечения фюзеляжа: сложное с D_экв = 8,2 м;
Удлинение фюзеляжа: λ_ф = 8,7;
Удлинение носовой части фюзеляжа: λ_н.ч. = 1,2;
Удлинение хвостовой части фюзеляжа λ_хв.ч. = 3,0;
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:

Низкоплан — самолёт (моноплан), крыло в котором проходит через нижнюю половину фюзеляжа.
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.
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.