Военно-транспортный стратегический самолёт

1. Чертёж общего вида военно-транспортного самолёта А2:

• Крейсерская скорость – 850 км/ч, посадочная – 200 км/ч;
• Дальность полёта – 6500 км, высота – 10000 м;
• Длина разбега – 3300 м;
• Взлётная масса – 596206 кг;
• Целевая нагрузка – 120000 кг;
• Масса пустого самолёта – 247473 кг, топлива – 210652 кг;
• Весовая отдача – 0,818;
• Удельная нагрузка на крыло – 633,7 даН/м²;
• Площадь крыла – 932 м², удлинение – 8,6, сужение – 4;
• Средняя аэродинамическая хорда – 11,76 м;
• Площадь горизонтального оперения – 180 м², вертикального – 100 м²;
• Тип двигателей – ТРДД General Electric GE 90-115В;
• Суммарная статическая тяга – 4х51200 даН;
• Тяговооружённость самолёта – 0,245;
• Длина и диаметр двигателя – 7,2 м*3,43 м;
• Экипаж – 6 чел;
• Максимальная эксплуатационная перегрузка – 3,375;
• Класс ВПП – 1.

Дополнительные материалы: расчётно-пояснительная записка прилагается на 35 страницах. В пояснительной записке рассмотрена разработка схемы, структуры и конструкции будущего самолёта:

Представлен анализ проектной ситуации и разработка тактико-технических требований проектируемого самолета:

Выполнено составление статистики таблицы, которая содержит основные характеристики и параметры самолетов-прототипов: Ан-124 «Руслан», С–5B «Galaxy», С-17 «Globemaster III», «Скала–600».

Рассмотрена разработка тактико-технических требований:

         Представлены функциональные требования:

• Назначение - перевозка военнослужащих и техники;
• Варианты использования: перевозка грузов, спасательный/санитарный самолет;
• Состав экипажа: командир, второй пилот, бортинженер, два оператора погрузочно-разгрузочного оборудования, наблюдатель;
• Степень автоматизации полета – высокая;
• Класс аэродрома - 1, тип ВПП - бетонированная.

Выполнены общие технические требования:

• Быстрота погрузки/выгрузки;
• Хорошие взлетно-посадочные данные;
• Возможность перевозки и десантирования с воздуха легкой и средней техники;
• Удобство обслуживания и ремонта;
• Высокая топливная эффективность и крейсерская скорость.

Предъявлены основные технические требования для проектируемого самолета.

Произведён выбор схемы самолета на основании разработанных тактико-технических требований:

Выбор схемы крыла представлен в таблице:

Произведён выбор схемы фюзеляжа на основании следующих параметров:

• Форма поперечного сечения фюзеляжа – сложная диаметром 8,2 м;
• Удлинение фюзеляжа - 8,7, его носовой части - 1,2, хвостовой - 3;
• Площадь миделя - 60 м².

Выбрано взаимное расположение крыла и фюзеляжа: схема «высокоплан».

Определена балансировочная схема самолета - нормальная аэродинамическая схема с расположением горизонтального оперения сзади крыла.

Рассмотрена схема расположения органов управления самолетом: горизонтальное оперение состоит из стабилизатора и шарнирно подвешенного к нему руля высоты, вертикальное — киля и шарнирно подвешенного к нему руля направления.

Представлен выбор схемы оперения со следующими параметрами:

• Удлинение горизонтального оперения - 5,0, вертикального - 1,25, сужение горизонтального - 3,3, вертикального – 1,25;
• Относительная толщина горизонтального оперения - 7,5 %, вертикального - 9 %, площадь горизонтального - 26 %, вертикального - 15 %.

Произведён выбор схемы шасси, где тип опор – колесные, относительная база шасси - 0,35, колея - 0,12.

Рассмотрен выбор силовой установки, при котором назначен тип двигателей - турбореактивный двигатель двухконтурный, их количество - 4, размещение - в подкрыльных гондолах на пилонах.

Выполнен выбор типа механизации крыла - выдвижные двухщелевые закрылки.

Представлен выбор удельной нагрузки на крыло, который проверен по обеспечению заданной скорости захода на посадку и крейсерской скорости на расчетной высоте полёта.

Рассмотрено определение максимального аэродинамического качества – 13,5, где коэффициент лобового сопротивления при нулевой подъёмной силе равен 0,03.

Выполнено определение потребной тяговооруженности самолёта – 0,245.

Рассмотрено определение взлетной массы самолета – 602 700 кг, которая рассчитана из коммерческой нагрузки – 120 т, массы конструкции – 0,34 т и оборудования – 0,03 т, силовой установки – 0,07 т, топливной системы – 0,36 т, снаряжения – 0,03 т, экипажа – 540 кг.

Представлено определение основных параметров самолета:

Выполнено определение параметров крыла:

• Площадь – 932 м², размах – 89 м;
• Хорды: корневая – 4,2, центральная – 16,8, средняя аэродинамическая – 11,76.

Рассмотрено определение размеров фюзеляжа: диаметр – 8,2 м, длина – 71,34 м, длина носовой части – 9,84 м, хвостовой – 24,6 м.

Определение параметров оперения представлено в таблице:

Выполнено определение параметров шасси: база – 28,5 м, колея – 10,68 м, вынос главных колес – 2,57 м.

Представлено определение массы топлива – 210652,4 кг, где потребный объем топливных баков – 263,3 м³.

Рассмотрено определение параметров и подбор двигателей: турбореактивный двухконтурный двигатель, произведенный фирмой General Electric — GE90–115B с тягой 51200 даН, массой двигателя 8272 кг.

Составление сводки масс самолета представлено в виде таблицы:

Выполнена разработка чертежа общего вида и технического описания самолета:

Рассмотрены общие сведения с возможными модификациями самолета путем замены авионики.

Представлена конструкция планера:

• Планер самолета: крыло, фюзеляж, оперения, шасси;
• На крыле и в нём размещены: закрылки, пластинчатые интерцепторы, внешние щелевые предкрылки, топливные баки, двигатели;
• Фюзеляж разделен на верхнюю и нижнюю палубы;
• Шасси самолета трехопорное с передней вспомогательной опорой.

Рассмотрена силовая установка, где степень двухконтурности – 8,7, удельный вес – 0,094, расход топлива на крейсерском режиме - 0,45 кг/даН^.ч.

Управление самолетом имеет гидравлическую необратимую бустерную систему управления с загрузочными механизмами.

Представлено оборудование и системы самолета:

• Гидравлическая система - насосы, гидроаккумуляторы, клапаны, фильтры, рабочее тело, трубопроводы, системы индикации неисправностей;
• Управление исполнительными органами топливной системы – электродистанционное;
• Система жизнеобеспечения - система кондиционирования вентиляционного типа с отбором воздуха от компрессоров двигателей и аварийная система на случай разгерметизации;
• Электрическая система - 2 генератора, трансформатора, выпрямителя, центральный распределительный щит, предохранители, проводка.

В заключении сказано, что спроектированный военно-транспортный стратегический самолет отвечает критериям безопасности и надежности международных воздушных перевозок, имеет хорошую экономическую эффективность и тактико-технические характеристики. Для самолета разработана рациональная конструкция и геометрические параметры и может быть использован для серийного производства.

Программа: Компас 3D v