Вступ 

     Ан-74 — модифікація радянського транспортного літака Ан-72 для застосування в умовах крайньої Півночі, створений в АНТК імені О. К. Антонова.

     Історія створення

     2 лютого 1982 МАП і МЦА СРСР приймають рішення про створення літака Ан-74 (колишнє найменування Ан-72А) для роботи в умовах Арктики і Антарктики на основі модифікованого варіанту літака Ан-72, запущеного в серійне виробництво на ХАПО. 26 січня 1983 було прийнято рішення Ради Міністрів СРСР про створення на Київському механічному заводі першого дослідного варіанту літака Ан-74 з колісним шасі шляхом модифікації дослідного літака Ан-72 № 003. 29 вересня дослідний літак Ан-74 (бортовий № «СССР-780334», серійний № 003) здійснює свій перший політ з екіпажем на чолі з льотчиками С. А. Горбик та В. А. Шляховий. У серпні 1986 року відбулася перша міжнародна демонстрація літака Ан-74 «СРСР-58642» на авіаційному салоні в місті Ванкувер в Канаді. 13 вересня 1990 не чекаючи закінчення державних випробувань, Міністерство цивільної авіації починає проведення експлуатаційних випробувань літаків Ан-74 на базі аеропорту Черський Колимі-Індігирськая ВАТ концерну «Якутавіа». 13 грудня успішно закінчені державні випробування чотирьох передсерійних літаків Ан-74, що проходили на аеродромах в Шереметьєво, Сочі, Ашхабаді, Борисполі, Гостомелі, Черського, Павловськ-Камчатському.

У квітні 1991 року літак Ан-74 вирішенням МГА допущений до експлуатації в громадян ської авіації. 2 серпня Постановою Госавіанадзору СРСР № 14 АНТК ім. О. К. Антонова виданий сертифікат типу № 13-74 на літак Ан-74.

     Експлуатаційна характеристика

Ан-74 є близькомагістральним транспортним літаком, розробленим АНТК імені О. К. Антонова (СРСР).

Ан-74 створено для експлуатації в районах Арктики і Антарктиди, призначений для перевезення вантажів, техніки і людей на авіалініях малої і середньої протяжності в будь-яких кліматичних умовах від −60 ° С до +45 ° С і на будь-яких широтах, в тому числі в умовах Північного полюса і у високогірних районах. Його можна експлуатувати на обладнаних та необладнаних повітряних трасах в будь-який час року і доби з бетонних, галькових, льодових та снігових аеродромів, на внутрішніх і міжнародних лініях.

Літак Ан-74 дозволяє перевозити вантаж до 7,5 тонн, у тому числі до 10 пасажирів, на висоті до 10 100 метрів з крейсерською швидкістю 550-700 км/ч. Крім того, він може виконувати такі спеціалізовані завдання: 

• проводку  суден;
• організацію та обслуговування дрейфуючих станцій;
• проведення науково-дослідних робіт у високих широтах Арктичного і Антарктичного басейнів;
• візуальну льодову розвідку;
• розвідку рибних косяків.

     В умовах експлуатації літак Ан-74 легко переобладнано в санітарний, пожежно-десантний й інші варіанти. Літак Ан-74 задовольняє Нормам льотної придатності цивільних літаків. У конструкції літака широко використані нові конструкційні матеріали і технологічні процеси. Це забезпечило високу вагову віддачу літака. Літак виконаний за схемою високоплану з двома турбовентиляторними двигунами Д-36 серії 2А злітної тягою по 6500 кгс (63,7 кН) встановленими над крилом, і Т-подібним хвостовим оперенням.

     Установка двигунів з великим виносом вперед над верхньою поверхнею крила  практично виключає попадання в  двигуни сторонніх предметів  з поверхні ЗПС при зльоті та посадці, підвищує підйомну силу крила за рахунок  обдування його верхній поверхні і внутрішніх закрилків струменями двигунів і знижує рівень шуму на місцевості внаслідок екранування крилом реактивних струменів двигунів.

     Кабіна  екіпажу забезпечує гарний огляд  і можливість пілотування в умовах аеродромів обмежених розмірів зі зльотом  і посадкою по крутих траєкторіях. Розміщення приладів і органів управління в  кабіні екіпажу оптимізовано і відпрацьовано  на приладових стендах при всіх практично  можливих польотних ситуаціях.

Рис.1. Гальмування Ан-74 при посадці за допомогою реверсної тяги

     Екіпаж  літака складається з чотирьох осіб льотного складу:

• командир повітряного судна;
• другий пілот;
• штурман;
• бортмеханік;
• при необхідності — бортоператор з транспортного обладнання.

     Можлива експлуатація літака без бортоператорів, при цьому його обов'язки покладаються на бортмеханіка. Літак простий в експлуатації, без утруднень освоюється льотним та інженерно-технічним складом середньої кваліфікації.

     Велике  тягоозброєння, наявність на літаку допоміжної силової установки для автономного запуску двигунів та бортових засобів механізації вантажно-розвантажувальних робіт, високе розташування двигунів і конструкція шасі з пневматиками низького тиску забезпечують автономну експлуатацію літака з малообладнаних грунтових, галькових, льодових, засніжених аеродромів укорочених розмірів з міцністю покриття не менше 8 кгс/см²(800 кПа) і вище.

     Встановлений  на літаку сучасний радіозв'язк та пілотажно-навігаційне обладнання забезпечує польоти літака на обладнаних трасах у всіх географічних районах, над земною і водною поверхнями, в простих і складних метеоумовах, вдень і вночі з високою точністю автоматичного літаководіння на маршруті і посадку при метеомінімуму, що відповідають 1 категорії ІКАО (60x800 м). 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 

Ан - 74 ОКБ О.К.Антонова

Широкофюзеляжний транспортний літак короткого зльоту та посадки

(~4350) км) 

Двигуни:

ТРДД  Д-36 (2 × 59 кН)

    ОСНОВНІ ВИХІДНІ ДАНІ

    Основними вихідними даними для виконання  курсового проекту з динаміки польоту є:

1. Тип літака та його злітна маса;
2. Геометричні та аеродинамічні характеристики заданого типу літака, висотно-швидкісні та дросельні характеристики силової установки [6, 8].

    Варіанти  завдань для роботи з типами ПС геометричними і аеродинамічними  характеристиками та експлуатаційними обмеженнями наведені в додатку 1. В додатку 2 наведені основні технічні, геометричні і висотно-швидкісні характеристики двигунів, що входить до складу силової установки конкретного типу літака. В Додатку 3 наведено приклад результатів розрахунків основних льотно-технічних характеристик літака 
Ан-74.

МЕТОДИЧНІ ВКАЗІВКИ ДО ВВИКОНАННЯ КУРСОВОГО ПРОЕКТУ

На  початку розрахунків  курсового проекту  повинні бути наведені:

1. Основні вихідні дані: (креслення літака в трьох проекціях), масові та геометричні характеристики літака, характерні висоти, на яких виконується оцінка характеристик літака.
2. Побудовані графіки аеродинамічних характеристик літака для крейсерських, злітних та посадкових конфігурацій літака.
3. Побудовані графіки висотно-швидкісних характеристик двигуна для злітного та номінального режимів роботи.
4. Згідно варіанту завдання на проект з Додатку 1 необхідно вибрати вихідні дані для розрахунків.

РОЗРАХУНОК  ОСНОВНИХ ЛЬОТНО-ТЕХНІЧНИХ  ХАРАКТЕРИСТИК ЛІТАКА ЗА УМОВ СТАНДАРТНОЇ  АТМОСФЕРИ

1. РОЗРАХУНОК ХАРАКТЕРИСТИК  ГОРИЗОНТАЛЬНОГО  ПОЛЬОТУ

    1.1. Польотна маса  літака.

    Розрахунок  льотно-технічних характеристик  літака на конкретному етапі польоту  проводиться при відповідних  польотних масах. Так, для розрахунку злітних характеристик використовується значення злітної маси, заданій у  варіанті завдання . Значення цієї ж маси використовується й при розрахунку характеристик набору висоти.

    Характеристики  горизонтального польоту розраховуються для середньої польотної маси

де  – злітна маса [т], вказана в завданні; – повний запас палива [т].

    Орієнтовно  величину повного запасу палива можна  прийняти [3]:

• для літаків з ТРД

    Тоді  при повних запасах палива значення середньої маси дорівнює:

• для літаків з ТРД

    Для етапу заходу на посадку и власне посадки польотна маса дорівнює:

    Більш повний розрахунок маси палива виконується у розділі “Розрахунок дальності і тривалості польоту”.

    Вага  літака, пов’язана з масою наступним  чином:

    1.2. Розрахунок та побудова польотних поляр

    Порядок розрахунку

1. Для заданих  висот визначаються значення густини  повітря  і швидкості звука а (дані беруться з таблиці [7]) та виконується розрахунок коефіцієнту А:

де  S – площа крила. Отримані дані заносяться в табл. 1.1.

2. При кожному числі М, при яких побудована залежність , обчислюють для кожної заданої висоти та середньої маси m_ср величину потрібного коефіцієнту підйомної сили та заносять в табл. 1.1:

Таблиця 1.1

Значення  коефіцієнтів

    3. На підставі даних табл. 1.1 на кожній кривій відмічають точки, відповідні отриманим значенням для кожної висоти, а потім з’єднують їх плавною кривою. В результаті виходять польотні поляри. Типові польотні поляри для літака Ан-74 наведені на рис. Д3.1.

    Примітка: для деяких типів ПС можливо, що на великих висотах при m_ср та малих числах М будуть отримані значення , що перевищують значення, наведені у вихідній залежності . Якщо ці значення не перевищують для даного типу ПС, то необхідно, використовуючи лекало, та екстраполювати залежність до на полярі, що має найменше значення числа М.

1.3. Розрахунок та  побудова кривих  потрібних тяг  (потужностей)

    Для розрахунку швидкостей сталого горизонтального  польоту використовується графоаналітичний метод – спроще-ний метод тяг (потужностей).

    Метод тяг використовується, якщо на літаку установлені ТРД.

    Для літаків з турбогвинтовими (поршневими) двигунами доцільно використовувати  метод потужностей.

    Криві потрібних тяг (потужностей) розраховуються для висот, на яких побудовані польотні поляри (незалежно від типу літака та значення розрахункової висоти польоту Н_р).

    Порядок розрахунку:

1. Виконується розрахунок найменшої теоретичної  швидкості горизонтального польоту. Так, для Н=0 м найменша швидкість горизонтального польоту (швидкість звалювання) буде визначитися за значенням

де  – береться за полярою для найменшого значення числа М.

    Значення  максимальної швидкості визначається за максимальним числом М_mах, для якого ще задана залежність .

де  – швидкість звуку для висоти Н [м].

    Таким чином, буде отримано діапазон зміни  справжньої швидкості горизонтального  польоту для заданої маси літака .

    Отриманий діапазон зміни справжньої швидкості (від  до ) доцільно розбити на частини з інтервалом зміни швидкості 10 30 м/с. Причому, менше значення швидкості береться у діапазоні від до середнього значення швидкості

      Приймаємо:

    2. На розрахунковій висоті обчислюють значення коефіцієнту А₁

    Для кожного значення дійсної швидкості  обчислити величину потрібного коефіцієнту підйомної сили

Результати  розрахунків зводяться в табл. 1.2.

    3. Для отриманих значень за польотною полярою визначити відповідне значення коефіцієнту лобового опору . Результати занести в табл. 1.2.

    4. Обчислити значення аеродинамічної якості

    5. Підрахувати потрібну тягу

    6. Для літаків, обладнаних поршневими (турбогвинтовими) двигунами, підрахувати потрібну потужність

    7. Криві потрібних тяг (потужностей) зазвичай будуються у залежності від істинної швидкості, взятої в “км/год”. Тому швидкість, отриману в П.1, необхідно перевести в “км/год” шляхом помноження на коефіцієнт 3,6.

Таблиця 1.2

Характеристики  горизонтального польоту літака (Н=0, m_ср=27600кг)