Самолет An 124

     

     Высота  вертикального оперения:

      ;

     Концевая  хорда вертикального оперения:

       

     Центральная хорда вертикального оперения:

     

     5.4 Определение параметров  шасси 

     Для принятой схемы шасси определяются следующие параметры:

• база шасси:
• колея шасси:
• вынос главных колес: .

     5.5 Определение массы  топлива

     Массу топлива на борту самолета определяют по значениям относительной массы  топливной системы  , коэффициента топливной системы и взлетной массы самолета первого приближения :

      кг.

     По  найденному значению массы топлива  определяем потребный объем топливных  баков, приняв плотность топлива = 800кг/ м³.

      .

     Объем топливных баков должен превышать суммарный объем топлива минимум на 5% из-за расширения топлива.

     5.6 Определение параметров и подбор двигателей

     По  значениям потребной тяговооруженности и взлетной массы самолета первого приближения находят суммарную тягу двигателей, даН:

     

     Тяга  одного двигателя

       даН; 

     где — число двигателей.

     Масса одного двигателя определяется по формуле:

      кг.

     По  известным параметрам , и находим двигатель с близкими к этим значениями. Наиболее подходящим является турбореактивный двухконтурный двигатель, произведенный фирмой General Electric — GE90–115B с тягой = 51200 даН, = 8272 кг,

      = 8,7.

     6. Составление сводки масс самолета 

     По  результатам расчета масс составляется сводка масс самолета, в которой подробно указываются массы всех частей, составляющих взлетную массу самолета. Все массы объединяются в группы по функциональному признаку. Для каждой группы определяется суммарная масса в абсолютном ( ) и относительном ( ) виде. 

     Таблица 4 — Сводка масс самолета

Наименование	, кг
I КОНСТРУКЦИЯ Крыло Фюзеляж Оперение Шасси Окраска	173 639 87 425 41 386 17 922 30 135 904	0,291 0,147 0,069 0,030 0,051 0,002
II СИЛОВАЯ УСТАНОВКА Двигатели Агрегаты  силовой установки	55 753 33 088 22 665	0,094 0,055 0,038
III ОБОРУДОВАНИЕ И УПРАВЛЕНИЕ	18 081	0,030
IV ПУСТОЙ САМОЛЕТ	247 473	0,415
V СНАРЯЖЕНИЕ И СЛУЖЕБНАЯ НАГРУЗКА Экипаж Снаряжение	18 081  540 17 541	0,030  0,001 0,029
VI ПУСТОЙ СНАРЯЖЕННЫЙ САМОЛЕТ	265 554	0,445
VII ЦЕЛЕВАЯ НАГРУЗКА	120 000	0,201
VIII ТОПЛИВО Расходуемое топливо Навигационный запас	210 652 188 955 21 697	0,353 0,317 0,036
IX ВЗЛЕТНАЯ МАССА	596 206	1

 

      ;

      ;

      ;

      ;

      ;

      ;

      ;

      ;

      ;

     где = 0,14 — относительная толщина корневого сечения крыла;

      — сужение крыла;

       — удлинение крыла;

      — удлинение фюзеляжа;

      — стреловидность крыла по четверти хорд;

      — конструкционная высота фюзеляжа, м;

      = 1,25 если грузовые двери расположены с двух сторон и есть задний грузовой люк;

      — коэффициент силовой установки;

       = 1,12 если шасси крепится к фюзеляжу;

      ;

      — размах крыла, м;

      — конструкционная длина фюзеляжа, м (не учитывает обтекатель оперения);

      — расчетная масса самолета, м;

      — масса двигателя;

      — количество двигателей;

      — расчетная перегрузка; , — эксплуатационная перегрузка;

       — площадь крыла по трапеции (без наплывов, с подфюзеляжной  частью), м²;

      — площадь вертикального оперения, м²;

      — площадь горизонтального оперения, м²;

       — площадь органов управления, расположенных на крыле (интерцепторы, элероны), м²;

      кг.

     

       кг. 

     Таким образом взлетная масса самолета второго приближения составляет 596 206 кг. 

     7. Разработка чертежа общего вида и технического описания самолета 

     7.1 Общие сведения 

     Военно-транспортный самолет «Скала-600». Предназначен для  перевозки груза массой 120 т на расстояние 6500 км. Самолет выполнен по нормальной аэродинамической схеме с трапециевидным крылом, расположением горизонтального оперения сзади крыла и двигателями, размещенными на крыльях. Предназначен для эксплуатации с бетонных ВПП. Основные характеристики:

     – крейсерская скорость — 850 км/ч;

     – дальность полета — 2400 км;

     – высота крейсерского полета — 9000 м;

     – целевая нагрузка — 120 000 кг;

     – взлетная масса — 596 206 кг.

     Возможны  модификации самолета путем замены авионики, использования самолета для  перевозки крупногабаритных и тяжелых народно-хозяйственных грузов, а также использование в качестве спасательного или санитарного самолета. 

     7.2 Конструкция планера 

     Планер  самолета состоит из крыла, фюзеляжа, оперения, шасси.

     Крыло представляет собой трапециевидное крыло с углом стреловидности по ¼ хорд 30⁰ и суперкритическим профилем. На крыле размещаются органы поперечного управления и механизация, повышающая коэффициент подъемной силы при взлете и посадке. Средства механизации крыла включают закрылки, находящиеся перед ними пластинчатые интерцепторы, а также внешние щелевые предкрылки. В крыле размещаются топливные баки и элементы топливной системы. К крылу на пилонах подвешиваются двигатели.

     Фюзеляж самолета разделен на две палубы: верхняя  предназначена для экипажа и служебного персонала, нижняя палуба — представляет собой грузовую кабину. Грузовая кабина герметична и имеет передний (откидывающаяся носовая часть) и задний грузовые люки. Кабина оборудована бортовыми погрузочными кранами и передвижными напольными электрическими лебедками.

     Шасси самолета трехопорное с передней вспомогательной опорой. Каждая основная опора шасси состоит из пяти независимых двухколесных стоек, передняя опора - из двух стоек, каждая из которых имеет два колеса. Передняя стойка убирается вперед, основные стойки убираются в обтекатели по бокам фюзеляжа. 

     7.3 Силовая установка

     Четыре ТРДД General Electric — GE90–115B.

     Статическая тяга = 51200 даН;

     Масса двигателя = 8272 кг;

     Диаметр =3,43 м;

     Длина = м;

     Степень двухконтурности  = 8,7;

     Удельный  вес  =0,094;

     Удельный  расход топлива на крейсерском режиме = 0,45 кг/даН^.ч.

     7.4 Управление самолетом

     Самолет имеет гидравлическую необратимую бустерную систему управления с загрузочными механизмами.

     7.5 Оборудование и системы самолета 

     Гидравлическая  система состоит из насосов, гидроаккумуляторов, клапанов, фильтров, рабочего тела, трубопроводов, системы индикации неисправностей и служит для обеспечения работы систем управления.

     Топливная система размещается в крыле, непосредственно у двигателей и  состоит из насосов, приводов (электродвигателей), фильтров, датчиков, системы индикации, трубопроводов. Управление исполнительными  органами топливной системы – электродистанционное.

     Система жизнеобеспечения включает в себя систему  кондиционирования вентиляционного  типа с отбором воздуха от компрессоров двигателей и аварийную систему  на случай разгерметизации, состоящую  из баллонов со сжатым воздухом и дыхательных масок для пассажиров.

     Электрическая система состоит из 2 генераторов, трансформаторов, выпрямителей, центрального распределительного щита, предохранителей, проводки.

     Системы электроснабжения и жизнеобеспечения экипажа самолета являются высоконадежными. 

     Общий вид чертежа представлен в  приложении А. 

     ЗАКЛЮЧЕНИЕ 

     Спроектированный  военно-транспортный стратегический самолет  с массой целевой нагрузки 120 т, расчетной  дальностью полета 6 500 км при данной массе целевой нагрузки и максимальной дальностью полета 8 000 км при уменьшенной целевой нагрузке отвечает критериям безопасности и надежности международных воздушных перевозок. Самолет имеет неплохую экономическую эффективность и тактико-технические характеристики. Для самолета разработана рациональная конструкция и геометрические параметры. Самолет может использоваться для серийного производства, так как данный класс самолетов в настоящее время востребован.

 

      СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ 

1. Козлов  Д.М. Концептуальное проектирование самолета [Текст]: Метод. указания к курсовому проекту – Самара: изд-во СГАУ, 2010 – 13 с.
2. Егер С.М. Проектирование самолетов [Текст]: учебник для вузов/ С.М. Егер, В.Ф. Мишин, Н.К. Лисейцев и др. Под ред. С.М. Егера. – М.: Машиностроение, 1983. – 616с.
3. Комаров В.А. Концептуальное проектирование самолета: учеб. пособие/ В.А. Комаров, Н.М. Боргест, И.П. Вислов и др. Под ред. В.А. Комарова – Самара: изд-во СГАУ, 2007 – 92 с.: ил.
4. Егер С.М. Основы авиационной техники [Текст]: учебник/ Егер С.М., Матвеенко А.М., Шаталов И.А. Под ред. И.А. Шаталова – М.: Машиностроение, 2003.– 720 с.: ил.
5. Житомирский Г.И. Конструкция самолетов [Текст]: учебник для студентов авиационных специальностей вузов – М.: Машиностроение, 2005 – 406 с.: ил.