Беркут С-37

су.dwg

Каф. СМ и ЭАТ гр. ЭЛ 99-1
Самолет Ан-26 вид общий
Система управления двигателем

22.DOC

3. Проектировочный расчет.
1. Расчёт удельной нагрузки на крыло.
Удельная нагрузка на 1 м2 крыла при посадке в первую очередь определяется из условия обеспечения заданной скорости захода на посадку:
где: Су.max.пос – коэффициент подъемной силы при посадке Су.max.пос=31cos=31*соs250 =15 - для крыльев имеющих 2-x щелевой закрылок
- относительная масса расходуемого в полёте топлива.
тр.гр. – масса расходуемого груза кг
т0 – взлетная масса летательного аппарата.
Кроме того удельная нагрузка на крыло определяется из условия обеспечения заданной крейсерской скорости полёта исходя из стандартного выражения: p=сy q
где: Сy.кр- коэффициент подъёмной силы в крейсерском режиме полёта; . Сy.кр = 065;
`тт – относительная масса топлива; `тт = 021;
а – скорость звука на расчетной высоте а = 295 мсек;
Мкрейс – крейсерское число Маха.
Необходимо также определить удельную нагрузку на крыло исходя из условия обеспечения заданной маневренности:
где qменевр – маневренная нагрузка значение которой можно рассчитать по формуле:
где - плотность воздуха на расчётной высоте - Нр=11000 м.;
vкр=361 мс - крейсерская скорость на расчётной высоте.
В качестве расчётной выбирается меньшая из трех выше рассчитанных нагрузок на крыло:
2. Расчёт стартовой тяговооруженности самолёта.
Для самолетов эксплуатируемых на бетонных взлетно-посадочных полосах большой длины тяговооруженность выбирается максимальной из следующих условий обеспечения тактико-технических требований.
Из условий обеспечения большей надежности и повышения боевой живучести летательного аппарата принимаем количество двигателей nдв=2.
Определим стартовую тяговооружённость:
из условия обеспечения полета с заданной скороподъемностью:
А) при максимальной скорости полета:
где: kтах - аэродинамическое качество самолёта при полете на максимальной скорости; kнаб = 10;
Vy – заданная вертикальная скорость Vy = 160 мсек;
V – заданная скорость полета V = (05 07) Vтах= 354 мсек;
jруд - коэффициент учитывающий изменение тяги двигателей при дросселировании jруд = 2.
Б) из условия строго вертикального полета:
где СХо – коэффициент лобового сопротивления при нулевой подъемной силе СХо = 002;
из условия максимальной скорости на расчетной высоте:
где Dн – относительная плотность воздуха на расчетной высоте Dн = 02968;
Vтах – максимальная скорость Vтах = 505 мсек;
р0 – расчетная нагрузка на крыло р0 = 3335 кгм2.
из условия выполнения эволюций с заданной постоянной перегрузкой пэу:
где пэу - заданная постоянная перегрузка пэу = 65;
из условия заданной длины разбега:
fразб = 003 - коэффициент трения колес о ВПП (мокрый бетон);
Lразб = 500 м - длина разбега;
kразб = 8 - аэродинамическое качество самолёта на разбеге.
В качестве расчётной выбирается большая из двух рассчитанных тяговооружённостей:
Стартовую тягу одного двигателя на форсаже можно определить по формуле:
Следовательно стартовая тяга одного двигателя на номинальном режиме составит:
3. Расчёт взлётной массы в первом приближении.
Взлётная масса самолёта в первом приближении представляет собой сумму:
m0 = mкон + mсу + mоб.упр + mт + mбн + mсл.н ;
где соответственно массы: конструкции планера силовой установки оборудования и управления топлива боевой нагрузки и служебной нагрузки.
Разделив обе части уравнения на взлётную массу получим уравнение баланса масс в первом приближении в виде:
Если принять относительные массы исходя из статистических данных
а относительную массу топлива определить в зависимости от расчётной дальности и крейсерской скорости по формуле:
где Се - удельный расход топлива;
Vкр - крейсерская скорость полета (кмч);
Ккр - аэродинамическое качество;
то получим уравнение взлётной массы проектируемого самолёта в первом приближении :
Масса снаряжения и служебной нагрузки:
где Nэк – количество членов экипажа.
Боевая нагрузка задана на ТЗ:
3. Определение геометрических размеров основных сборочных единиц.
где: mо - взлётная масса самолёта;
pо - удельная нагрузка на 1 м2 крыла при взлёте.
На основании анализа статистических данных самолётов прототипов выбираем: =3.32; =2.1; =-250.
Тогда для крыла проектируемого самолёта можно определить размах:
На основании анализа данных самолётов-прототипов необходимо выбрать удлинение фюзеляжа:;
тогда для определения диаметра миделя фюзеляжа проектируемого самолёта будет иметь следующее значение:
4. Расчёт массы самолёта второго приближения
Определение (mо)II представляет собой итерационный процесс при котором методом последовательных приближений решается уравнение баланса масс :
При выполнении данного курсового проекта расчёт массы самолёта второго приближения автоматизирован и выполняется программой написанной в среде Borland C++ Builder. Текст программы дан в Приложении 1.
Относительная масса крыла:
Относительная масса фюзеляжа:
Относительная масса оперения:
где: - относительная масса ГО
- относительная масса ВО
Относительная масса шасси:
При этом относительная масса носовой стойки шасси будет составлять `тн.ш.=00051
а относительная масса основной стойки шасси будет составлять `то.ш.=00192
Относительная масса силовой установки:
где: kсу - коэффициент силовой установки
- удельная масса двигателя
- стартовая тяговооружённость.
Относительная масса оборудования и системы управления
Относительная масса топлива
Относительная масса целевой нагрузки
Таким образом масса самолета во втором приближении составляет
5. Перерасчет геометрических параметров самолета.
pо - удельная нагрузка на 1 м2 крыла при взлёте.
На основании анализа статистических данных самолётов прототипов выбираем:
Тогда для крыла проектируемого самолёта можно определить
Предкрылки составляют до 45% размаха крыла:
Закрылки выполняются до 40% размаха крыла:
Для выдвижных закрылков относительная хорда составляет 30 35% хорды крыла:
bзк = ( 03 035 ) bкр;
Площадь элеронов обычно составляет 5 7% площади крыла:
Sэл=( 005 007 ) Sкр=006 * 8768=528 м2.
Размах элеронов определяет выбранное значение размаха закрылков :
Lэл = ( 025 03 ) Lкр=025 * 1706=4265 м.
Хорда элеронов составляет 20 25% хорды крыла:
bэл =( 02 0.25 ) bкр.
На основании анализа данных самолетов-прототипов необходимо выбрать удлинение фюзеляжа:
тогда диаметр миделя фюзеляжа проектируемого самолёта будет иметь следующее значение:
Зная dф определяем общую длину фюзеляжа:
Удлинение носовой части фюзеляжа можно принять:
Площади горизонтального и вертикального оперений можно определить из следующих выражений:
Sго об=022 Sкр=022 * 8768=1929 м2;
при этом Sпго =929м2
Sво=014 Sкр=014 * 8768=1228 м2.
Удлинения горизонтального и вертикального оперений равны:
пго=3; зго=3; во=25.
Размах горизонтального оперения:
Высота вертикального оперения:
Сужение горизонтального и вертикального оперений:
Концевая хорда горизонтального и вертикального оперений:
Корневая хорда горизонтального и вертикального оперений:
Площади рулевых поверхностей:
Sрн=03 Sво=03 * 1228=3684 м2.
управление по высоте производится цельноповоротным горизонтальным оперением следовательно:
Стреловидность горизонтального и вертикального оперений:
6. Расчёт центровки самолёта.
При выполнении данного курсового проекта расчёт центровки самолёта автоматизирован и выполняется программой написанной в среде Borland C++ Builder. Текст программы дан в Приложении 2.
Одной из важнейших задач компоновки самолёта является определение центра масс (ЦМ) самолёта и приведение его в такое положение относительно средней аэродинамической хорды крыла при котором:
В варианте наиболее заднего положения ЦМ обеспечивалось бы условие:
Здесь: - предельно задняя центровка
В варианте наиболее переднего положения ЦМ обеспечивалось бы условия достаточности отклонения рулей высоты или стабилизатора для балансировки самолёта на режиме взлёта или посадки при отклонённой механизации.
хтп.з - координата наиболее заднего положения ЦМ измеренная от носка САХ ;
- относительная координата фокуса самолёта;
где ba - средняя аэродинамическая хорда крыла.
В первом приближении можно определить следующей зависимостью:
где: - координата фокуса самолёта без ГО
- смещение координаты фокуса самолёта наличием ГО;
- изменение скоса потока ;
kго - коэффициент торможения потока ;
положение bа по размаху;
- допустимая степень (запас) продольной статической устойчивости самолёта. Для повышения маневренности летательного аппарата его делают неустойчивым то есть центруют с положительным . Поэтому для истребителей пятого поколения 025.
При расчёте центровки определяющим условием является :
Для расчёта центровки составляется центровочная ведомость (таблица N 1).
Центровочная ведомость самолёта.
Наименование масс групп
Переднее горизонтальное оперение
Заднее горизонтальное оперение
Вертикальное оперение
Передняя опора шасси(выпущена)
Передняя опора шасси(убрана)
Главная опора шасси(выпущена)
Главная опора шасси(убрана)
За начало координат при расчёте центровки удобно принять носок фюзеляжа с тем чтобы все координаты грузов были положительными. При этом ось ОХ обычно совмещают со строительной горизонталью (осью) фюзеляжа.
Координаты грузов берутся с центровочного чертежа который представляет собой продольный разрез самолёта по оси симметрии в масштабе. При центровочных расчётах первого приближения за исходные массы принимают массы второго приближения.
При этом можно принимать:
Положение центра масс крыла:
Положение центра масс фюзеляжа:
Центр масс топлива - в центре площади топливных баков крыла на плановой проекции;
Центр масс оборудования и управления
После подсчёта можно получить координату центра масс:
Значение центровки определяется по формуле:
где xа - расстояние от начала координат до начала bа.
Центровка самолёта рассчитывается для следующих основных вариантов :
Максимально допустимая взлётная масса с полной целевой нагрузкой и топливом с выпущенным шасси
Максимально допустимая взлётная масса с полной целевой нагрузкой и топливом с убранным шасси
Самолёт без целевой нагрузки без топлива (посадочный вариант) с выпущенным шасси
Самолёт без целевой нагрузки без топлива (посадочный вариант) с убранным шасси
Самолёт с полной заправкой топливом но без целевой нагрузки (перегоночный вариант) с выпущенным шасси
Самолёт с полной заправкой топливом но без целевой нагрузки (перегоночный вариант) с убранным шасси
Самолёт с полной целевой нагрузкой без топлива (посадочный вариант)
Пустой самолёт без целевой нагрузки и топлива (стояночный вариант)
В соответствующем порядке вышеперечисленные варианты расчетов и соответствующие им значения результатов расчета показаны в таблице №2
Таблица №2. Положение центра масс для различных загрузочных вариантов.
Относительная величина центра масс `ХТ
В результате этих расчётов выявляется диапазон разбега эксплуатационных центровок. Этот диапазон не должен превышать 30% САХ т.е.:
При расчёте центровки определяющим условием является:

Проч1.doc

1. Расчёт фюзеляжа на прочность.
1. Построение эпюр внешних нагрузок действующих на фюзеляж.
1.1. Координата центра масс (ЦМ) самолёта находится на середине длины фюзеляжа т.е.:
1.2. Координаты ЦМ распределенных массовых грузов (масса фюзеляжа масса оборудования масса коммерческой (полезной нагрузки) совпадают с ЦМ самолёта:
1.3. Расстояния от центра масс самолёта до точки:
а) приложения ЦМ носовой стойки шасси и экипажа:
б) приложения ЦМ главной опоры шасси
в) приложения ЦМ оперения (ГО и ВО)
г) приложения ЦМ аэродинамических сил ГО Уго и Умго
д) расположения переднего лонжерона
е) расположения заднего лонжерона
(расстояние между лонжеронами Dx= 01*lф=3375 м.).
1.4. Расчётные значения масс агрегатов и оборудования:
а) масса фюзеляжа: mф = 180576 кг;
б) масса оборудования: mм.об. = 25080 кг;
в) масса экипажа: mэк =320 кг;
г) масса носовой опоры: mн.о. =48655 кг;
д) масса всех главных опор: mгл.о. =194621 кг ;
е) масса оперения (ГО+ВО): mоп. =205094 кг;
2. Нагрузки действующие на фюзеляж.
В качесве распределённых по длине фюзеляжа нагрузок рассматриваются силы от массы фюзеляжа коммерческой нагрузки и массы оборудования.
2.1. Распределённая нагрузка от собственной массы фюзеляжа:
где: mф - масса фюзеляжа (кг);
Sб - площадь боковой проекции фюзеляжа (м ):
f=18 - коэффициент запаса прочности для фюзеляжа;
ni - эксплуатационная перегрузка в рассматриваемом сечении.
2.2. Распределённая нагрузка от масс оборудования расположенного на фюзеляже:
2.3. Распределённая нагрузка от массы коммерческой нагрузки расположенной в фюзеляже:
где: S. - площадь боковой проекции грузового отсека;
S. » (06 07)*lф*dф =065*3375*375=8227 м2.
Суммарная распределённая нагрузка по длине фюзеляжа определяется зависимостью:
3. Расчётные нагрузки от сосредоточенных массовых и аэродинамических сил.
3.1. Расчётная нагрузка от массы экипажа:
3.2. Расчётная нагрузка от массы носовой опоры шасси:
=48655*18*=87579[даН].
3.3. Расчётная нагрузка от главных опор шасси:
=194621*18*=350318[даН].
3.4. Расчётная нагрузка от массы оперения:
=205094*18*=369169[даН].
3.5. Расчётная нагрузка от массы коммерческой нагрузки:
=200000*18*23=828000 [даН].
4. Определение эксплуатационной перегрузки по длине фюзеляжа - nэфi
где - вращательная перегрузка;
=23 - максимальная эксплуатационная перегрузка;
- угловое ускорение:
Iz - массовый момент инерции самолёта относительно оси OZ приближённо:
Iz » 0028*L2*m0=0028*33752*627000=19997381.
4.1. Уравновешивающая аэродинамическая нагрузка действующая на ГО:
где: mz - коэффициент момента крыла зависящий от Lго :
rн - плотность воздуха на расчётной высоте:
Hр=11 (км) - расчётная высота полёта;
Vкр=26389 (мс) - крейсерская скорость полёта;
=1017 (м.) - средняя аэродинамическая хорда крыла;
Lго =2314 (м) - плечо горизонтального оперения.
4.2. Маневренная аэродинамическая нагрузка.
где: k=028 - коэффициент эффективности руля высоты.
5. Определение реакции опор.
Реакции опор определяются из уравнений равновесия моментов сил относительно переднего и заднего узлов крепления на усиленных шпангоутах.
5.1. Из уравнения момента относительно переднего лонжерона для принятой расчётной схемы можно определить:
=05*1650285+025*828000+45*137964+1*815129+
+5*37467756+5*15964222-35*47934=19606381;
реакция R1 направлена вниз.
5.2. Аналогично для заднего лонжерона:
=15*1650285+125*828000+55*137964+2*815129+
+6*37467756+6*15964222-25*47934=33750468.
реакция R2 направлена вверх.
6. Определение перерезывающих сил (Qpyi) и изгибающих моментов (Mpzi) по длине фюзеляжа.
Разобьём длину фюзеляжа на n участков длиной (n=20).
Результаты подсчётов занесём в таблицу №1.
Приращение перерезывающей силы определяется как:
6.1. Суммарную перерезывающую силу определяем по формуле:
И приращение моментов:
6.2. Суммарный расчётный изгибающий момент можно определить по формуле:
По данным таблицы №1 построим эпюры для «Qpi» и «Mzi» (рис.3 и рис.4)
продолжение таблицы №1

3.doc

4. Расчет ожидаемых летно-технических характеристик проектируемого самолета.
1. Определение расчетной крейсерской скорости полета
Значение крейсерской скорости Vкр. определим из условия Мкр.= Mкрит. (крейсерское число М равно критическому). Для самолета со стреловидным крылом суперкритическим профилем Mкрит.»085.
Скорость звука на высоте крейсерского полета 11 км aн=29945мс тогда
Vкр.= 36 × Мкр.× aн= 36× 095 × 29945 = 1024 кмч
2. Определение статического потолка полета
Для самолетов с ТРД статический потолок Нст. определяется в зависимости от относительной плотности воздуха на этой высоте
где Схо- значение коэффициента силы лобового сопротивления Сх при нулевой подъемной силе крыла:
Схо= 098×(09+015Мкр.)[(0.0083×(1+3C0)+0.00083lф+(1(2lф2)))+0004]=
=098×(09+015×085.)[(0.0083×(1+3×012)+0.00083×9+(1(2×92)))+0004]=
lэф- эффективное удлинение крыла:
V - коэффициент учитывающий изменение тяги по скорости полета:
V = 1-032Мкр+ 04 Мкр2-001Мкр3=1-032×085+04×0852-001×0853=
ρНст.= 014 · ρН=0 = 024·1225 = 0299 кгм3
По таблице МСА находим: Нст.» 12000 м.
3. Определение максимальной скорости полета.
Максимальная скорость полета для самолеьтов с ТРД:
Где - тяговооруженность на высоте Н
= · 085· при Нкр 11км
Тогда = 101 · 0337085·02288 =01;
pн – нагрузка на крыло в крейсерском полете
Схкр 15 Сх0= 15·0028 = 0042;
4. Определение расчетной дальности полета
Для дозвуковых самолетов расчетная дальность полета определяется по следующей формуле:
Где КLmax = - качество самолета при полете на максимальную дальность.
5. Определение рейсовой скорости полета.
Рейсовую скорость определим по формуле
Принимая Lср=10000км получим:
6. Определение скорости отрыва самолета от ВПП.
Значение скорости отрыва найдем по формуле:
Vотр.=11=11=103 мс =370 кмч
Взлетная скорость Vвзл.= = =33636 кмч
7. Определение длины разбега.
Значение длины разбега можно определить по формуле:
8. Определение скорости захода на посадку.
Скорость захода на посадку (в расчетных условиях):
Посадочная скорость Vпос.= = =2298 кмч
9. Определение длины пробега и потребной посадочной дистанции.
Длину пробега (без учета реверса тяги) определим по формуле:
где рпос= ==599 ДаНм2
Кпроб – аэродинамическое качество самолета на пробеге Кпроб=14.
Длина посадочной дистанции
Где lвозд – длина воздушного участка принимаем lвозд =500м
Тогда: Lпд=1048+500=1548м
Потребная посадочная дистанция (потребная длина ВПП) для влажной ВПП согласно АП-25:
LВПП=192× Lпд=192×1548=1546м
В данном расчете не учитывалось применение реверса тяги двигателей.
10. Результаты расчета ожидаемых ЛТХ.
В результате расчетов получено:
Расчетная крейсерская скорость – 1024 кмч;
Статический потолок – 12000 м;
Максимальная скорость полета – 950 кмч;
Расчетная дальность полета – 10027 км;
Рейсовая скорость полета – 919 кмч;
Взлетная скорость – 33636 кмч;
Скорость отрыва – 370 кмч;
Длина разбега по ВПП – 2720 м;
Посадочная скорость – 2298 кмч;
Скорость захода на посадку – 2988 кмч;
Длина пробега по ВПП – 1048м;
Потребная длина ВПП – 1546 м.
11. Оценка спроектированного ЛА.
Для оценки технического уровня спроектированного ЛА составим таблицу соответствия параметров ЛА требованиям (таблица №2)
Таблица №2. Соответствие параметров ЛА требуемым.
Максимальная взлетная масса
Коммерческая нагрузка
Расчетная дальность полета
Крейсерская скорость полета
Скорость захода на посадку
Т.о. спроектированный самолет соответствует всем предъявленным к нему требованиям.

Экономическая часть1.doc

Экономическая часть.
В данном разделе дипломного проекта рассчитываются расходы на эксплуатацию самолета в течение одного летного часа. Себестоимость одного летного часа А включает в себя расходы на амортизацию самолета Аа.с. и двигателей Аа.д расходы на текущий ремонт и техническое обслуживание самолетов Ат.о.с. и двигателей Ат.о.д. стоимости расходуемого топлива Ат заработной платы экипажа с начислениями Аз.п. и косвенных («аэродромных») расходов Вап учитывающих затраты на содержание аэропортов и различных административно-технических служб военно-воздушных сил. Таким образом расходы на эксплуатацию одного самолета в течение одного летного часа могут быть представлены в виде следующего выражения в рубчас:
А = Аа.с. + Аа.д. + Ат.о.с. + Ат.о.д. + Ат + Аз.п. + Вап
При этом расходы на амортизацию самолета можно вычислить при помощи следующей формулы (рубчас):
где k1 – коэффициент учитывающий непроизводственный налет (тренировки обучение облет и т.п.) k1 =105;
Сс – стоимость самолета (в рублях) без двигателей:
здесь твзл – взлетная масса самолета в кг твзл = 29242545 кг;
kсер.с – коэффициент учитывающий серийность проектируемого самолета:
где S nc – количество самолетов в серии S nc = 500 штук
kV - коэффициент учитывающий расчетную скорость полета проектируемого самолета:
где Vкрейс – крейсерская скорость полета кмч. Vкрей=1400 кмч;
kp.c. – отношение стоимости одного капитального ремонта к первоначальной стоимости самолета:
kp.c. = 011 + 2 * 104 Сс=0.11 + 2 * 104 14447146.32 = 0.1114
Тс – амортизационный или полный срок службы самолета Тс = 30000 ч;
tс – срок службы самолета между капитальными ремонтами tс =5000 ч.
Расходы на амортизацию двигателей (рубчас) рассчитываются аналогично расходам на амортизацию самолета:
где k2 – коэффициент учитывающий непроизводственный налет k2 =107;
nдв–количество двигателей установленных на самолете nдв=2;
Сдв – стоимость одного двигателя:
где Р0i – взлетная тяга одного двигателя Р0i = 27780417 кг
kсх = 15– для сверхзвуковых военных самолетов.;
где S пдв – количество двигателей в серии S пдв = 5500.
kр.д. = 015 + 415 * 10-5[1 – 02(Тдв tдв - 1)]Тдв =
. = 015 + 415 * 10-5[1 – 02(6000 3000 - 1)] 6000 = 0349
Тдв – амортизационный или полный срок службы двигателя Тдв= 6000 ч;
tдв – срок службы двигателя между капитальными ремонтами tдв = 3000 ч т.е. считается. Что за свой срок службы двигатель ремонтируется один раз.
Расходы на текущий ремонт и техническое обслуживание самолета рубч:
где твзл – взлетная масса самолета в кг твзл = 29242545 кг;
k5 = 106 – для сверхзвуковых военных самолетов.
Расходы на текущий ремонт и техническое обслуживание самолета (рубч) рассчитываются по формуле:
Р0i – взлетная тяга одного двигателя Р0i = 27780417 кг
Расходы на заработную плату экипажа Аз.п. (рубч) рассчитывают исходя из числа членов летно-подъемного состава пл.п.с.:
Аз.п. =12`Сл.п.с. * пл.п.с. = 12 * 20 * 1 = 240 рубчас
где`Сл.п.с. – средняя часовая заработная плата летно-подъемного состава `Сл.п.с. = 20 рубчас;
пл.п.с. – количество членов экипажа пл.п.с. = 1;
Стоимость расходуемого в полете топлива рубчас:
где тт.расх. – масса расходуемого в полете топлива (кг) тт.расх = 703576 кг;
При использовании форсажного режима каждая минута форсированной работы двигателя будет добавлять к Ат:
Косвенные (аэродромные) расходы рубчас:
Ва.п =12 * 0083 * твзл07
где твзл – взлетная масса самолета в кг твзл = 29242545кг;
Таким образом расходы на эксплуатацию самолета в течение одного летного часа составят:
А = 7873 + 489694 + 61796 + 72341 + 212998 + 240 + 133189 =

33.DOC

4. Расчет ожидаемых летно-технических характеристик проектируемого самолета.
1. Определение расчетной крейсерской скорости полета
Скорость звука на высоте крейсерского полета 11000 м aн=29945мс тогда
Vкр.= 36 × Мкр.× aн= 36× 13 × 29945 = 1401.426 кмч
2. Определение статического потолка полета
Для самолетов с ТРД статический потолок Нст. определяется в зависимости от относительной плотности воздуха на этой высоте
где Схо- значение коэффициента силы лобового сопротивления Сх при нулевой подъемной силе крыла:
Схо= 098×(09+015Мкр.)[(0.0083×(1+3C0)+0.00083lф+(1(2lф2)))+0004]=
=098×(09+015×1.4.)[(0.0083×(1+3×012)+0.00083×14+(1(2×142)))+0004]=
lэф- эффективное удлинение крыла:
V - коэффициент учитывающий изменение тяги по скорости полета:
V = 1-032Мкр+ 04 Мкр2-001Мкр3=1-032×14+04×142-001×143=
ρНст.= 008 · ρН=0 = 011·1225 = 013475 кгм3
По таблице МСА находим: Нст.» 20000 м.
3. Определение максимальной скорости полета.
Максимальная скорость полета для самолетов с ТРД:
Где - тяговооруженность на высоте Н
= · 085· при Нкр =11км
Тогда = 13 · 0337085·19 =1069;
pн – нагрузка на крыло в крейсерском полете
Схкр 15 Сх0= 15·0028 = 0042;
Vmax.=14.55=2170 кмч
4. Определение расчетной дальности полета
Для дозвуковых самолетов расчетная дальность полета определяется по следующей формуле:
Где КLmax = - качество самолета при полете на максимальную дальность.
СУкр= 1252= 1252=0.38
5. Определение скорости отрыва самолета от ВПП.
Значение скорости отрыва найдем по формуле:
Vотр.=11=11=5265 мс =189 кмч
Взлетная скорость Vвзл.= = =1718 кмч
6. Определение длины разбега.
Значение длины разбега можно определить по формуле:
7. Определение скорости захода на посадку.
Скорость захода на посадку (в расчетных условиях):
Посадочная скорость Vпос.= = =1457 кмч
8. Определение длины пробега и потребной посадочной дистанции.
Длину пробега (без учета реверса тяги) определим по формуле:
где рпос= ==2339 ДаНм2
Кпроб – аэродинамическое качество самолета на пробеге Кпроб=10.
Длина посадочной дистанции
Где lвозд – длина воздушного участка принимаем lвозд =300м
Тогда: Lпд=3926+300=6926 м
Потребная посадочная дистанция (потребная длина ВПП) для влажной ВПП.
LВПП=122× Lпроб=122×3926=480 м
9. Результаты расчета ожидаемых ЛТХ.
В результате расчетов получено:
Расчетная крейсерская скорость – 1401426 кмч;
Статический потолок – 20000 м;
Максимальная скорость полета – 2170 кмч;
Расчетная дальность полета –5896 км;
Взлетная скорость – 1718 кмч;
Скорость отрыва – 189 кмч;
Длина разбега по ВПП – 90 м;
Посадочная скорость – 1457 кмч;
Скорость захода на посадку – 189 кмч;
Длина пробега по ВПП – 3926 м;
Потребная длина ВПП – 480 м.
10. Оценка спроектированного ЛА.
Для оценки технического уровня спроектированного ЛА составим таблицу соответствия параметров ЛА требованиям (таблица №2)
Таблица №2. Соответствие параметров ЛА требуемым.
Максимальная взлетная масса
Расчетная дальность полета
Крейсерская скорость полета
Длина взлетно-посадочной полосы
Покрытие взлетно-посадочной полосы
Скорость захода на посадку
Т.о. спроектированный самолет соответствует всем предъявленным к нему требованиям.

Спецификация.dwg

Проч2.doc

2. Проектировочный расчёт фюзеляжа на прочность.
(фюзеляж балочно-стрингерной конструктивной схемы)
В качестве расчётного рассматривается сечение в котором перерезывающая сила Qpi изгибающий момент Mизг имеют максимальные значения. При этом сечение фюзеляжа рассматривается как состоящая из верхнего и нижнего сводов и двух боковин. Геометрические параметры сводов представлены на рис.5
Рис.5 Расчётная схема сечения фюзеляжа.
- высота верхнего и нижнего сводов
Нср - средняя высота между сводами
- длина верхнего и нижнего сводов.
Основное допущение проектировочного расчёта является то что изгибающий момент воспринимается верхним и нижним сводами а перерезывающая сила воспринимается двумя боковинами сечения фюзеляжа.
Усилия воспринимаемые верхним и нижним сводами будут равны:
При этом необходимо иметь в виду что элементы конструкции верхнего свода будут работать на растяжение а нижнего на сжатие.
Приведённую площадь сечения верхнего свода можно определить по формуле:
В первом приближении эту площадь можно распределить между обшивкой и стрингерами в равных долях:
=05*831512=415756 (мм2);
=05*831512=415756(мм2).
1. Тогда толщина обшивки верхнего свода будет равна
Если принять шаг стрингеров в пределах можно опре-делить сечение одного стрингера:
Для данного значения площади стрингера выбирается из нормалей подходящих профилей.
Приведенная площадь сечения нижнего свода:
где sкр - критическое напряжение сжатия приближенно:
s кр » (065 075) s в=07*55=385 (кгмм2).
2. Толщина обшивки нижнего свода и сечение стрингера определяются аналогичными зависимостями:
3. Толщина обшивки боковин фюзеляжа.
Толщина обшивки боковин определяется из условия среза от действия перерезывающей силы «Qpi»:
где tкр - критическое напряжение среза;
4. Полученные значения толщины обшивки и сечения стрингеров необходимо проверить расчётом при допущении равномерного распределения нормальных касательных напряжений по толщине обшивки.
Вводится понятие эффективной (приведённой) толщины обшивки то есть толщины с учётом распределённых по периметру поперечного сечения стрингеров.
Потребное значение эффективной толщины подсчитывается отдельно от действия изгибающего момента и перерезывающей силы а затем выбирается наибольшее.
где: rф - радиус фюзеляжа;
Тогда средняя толщина обшивки и сечение стрингера:
Выбираем из нормалей стрингер угольник равнобокий ПР-100 профиль №13 Fстр= 306 см2.
5. Кроме рассмотренных силовых факторов в обшивке фюзеляжа возникают значительные касательные напряжения от крутящего момента.
где Ypмво - расчётная маневренная нагрузка действующая на вертикальное оперение
yц.ж.ф=77 м. - расстояние от центра давления вертикального оперения до линии центров жесткости поперечного сечения (оси фюзеляжа).
где Sво - площадь вертикального оперения;
Величина толщины обшивки фюзеляжа d0 должна удовлетворять следующему условию:
где: =314*18752 =11039062 (мм2) - площадь поперечного сечения фюзеляжа.
6. Наконец толщину обшивки фюзеляжа необходимо определить из условия обеспечения прочности от действия внутреннего избыточного давления:
где: pup - расчётное значение внутреннего избыточного давления.
pup » 12*puэ*f=12*0006*3=00216 (кгмм2) ;
puэ - избыточное эксплуатационное давление: ;
f=3 - коэффициент запаса прочности для обшивки фюзеляжа.
Таким образом в качестве расчётного значения выбираем наибольшее значение толщины обшивки из определённых выше способов:

Прочность1.doc

5. Проектировочный расчет крыла.
1. Расчёт нагрузок действующих на крыло.
Площадь несущей поверхности крыла ( )
Максимальная взлетная масса самолета (т)
Масса топливных баков (т)
Стреловидность по передней кромке (град)
Стреловидгость по задней кромке (град)
Эксплуатационная перегрузка равна
Коэффициент безопаности равен
Диаметр фюзеляжа (м)
Рассчитываемая площадь крыла равна
Определяем величины сил действующих на крыло.
Подъемная сила равна
где f - коэффициент безопасности (f = 1.5 );
- эксплуатационная перегрузка (для данного типа самолета);
- полетный вес самолета.
определяем по формуле
где - взлетный вес самолета ( т).
Таким образом подъемная сила равна
Определяем вес крыла
Определяем вес топлива
Распределенную по длине крыла нагрузку определяем по формуле
Нагрузка от подъемной силы равна
Определяем поперечную силу
Определяем изгибающий момент
Построение эпюры крутящих моментов
Высота первого лонжерона
Высота второго лонжерона
Определяем относительное расстояние от первого лонжерона до центра тяжести крыла .
где и высоты соответственно первого и второго лонжеронов.
Крутящий момент от подъемной силы равен
Суммарный крутящий момент от массы крыла и массы топлива равен
Погонный крутящий момент определяем по формуле
Крутящий момент определяем по формуле

БеркутОВ.dwg

Весовые характеристики
Летно-технические характеристики
Расчетный взлетный вес
Крейсерская скорость
Основные характеристики
Малозаметный самолет-истребитель
Вес целевой нагрузки
Относительный вес топлива
Удельная нагрузка на крыло
Cтартовая тяговооруженность
Характеристики силовой установки
Количество двигателей
Cтартовая тяга без форсажа
Cтартовая тяга с форсажем
Удельный расход топлива

11.DOC

1. Выработка требований к разрабатываемому летательному аппарату.
1. Анализ проектной ситуации.
Из истории развития авиации вообще и сверхзвуковых самолетов в частности следует что самолет претерпевал и еще проходит конструктивную эволюцию. Это вполне понятно так как пути совершенствования самолета всегда имели и имеют своей целью не только улучшение его летных качеств таких как скорость потолок радиус действия устойчивость управляемость и так далее но также повышение безопасности и комфорта полета простоты экономичности и удобства производства облегчения эксплуатации обслуживания ремонта.
Больше всего в этой эволюции обращает на себя внимание изменение форм и пропорций узлов планера и их взаимной компоновки что является результатом улучшающегося понимания конструкторами проблемы полета. Это касается в равной степени как формы крыла фюзеляжа оперения и местоположения двигательных установок так и общей конструктивной идеи нового самолета который должен быть совершеннее уже существующих машин.
Безусловно решающее влияние на форму самолета оказывают физические явления сопровождающие полет на тех или иных высотах и скоростях однако существенны также индивидуальность конструктора либо традиции конструкторского бюро. Из данных собранных и проработанных мной из ресурсов сети INTERNET и специализированной литературы следует что в разные периоды развития самолетов-истребителей проводились в жизнь различные подходы к их разработке. Каждый из них в свое время представлялся логичным и рациональным. Однако научно-технический прогресс непрерывно корректирует представление об оптимальных решениях вследствие чего естественно предположить что следующие поколения самолетов-истребителей будут создаваться на основе иных предпосылок в сравнении с теми которые определяли создание самолетов в прошлом. Современный подход к идее компоновки самолета-истребителя можно проиллюстрировать на примере самолета F-22 (рисунок 1) который как истребитель пятого поколения является одним из самолетов-прототипов для разрабатываемого в данном курсовом проекте малозаметного маневренного истребителя.
Рисунок 1. Компоновка самолета-истребителя пятого поколения F-22.
Прежде чем компоновка самолета новой конструкции будет воспроизведена в чертеже необходимо выбрать схему взаимного размещения основных элементов самолета крыла фюзеляжа двигателей хвостового оперения шасси.
Схема конкретного самолета часто определяется традициями и преемственностью методов проектирования. Накопленный опыт создания самолетов одного типа может оказаться решающим фактором. Даже при разработке самолета нового типа конструктор возвращается к результатам исследований и проработок полученных ранее.
Выбор удачной схемы самолета не означает также что она не может быть при необходимости изменена в процессе дальнейшей разработки.
Окончательная оценка схемы и компоновки самолета может быть дана только после разработки проекта.
В связи этим сравнение двух вариантов предварительных проектов самолетов разработанных по одним требованиям не всегда возможно так как в процессе разработки могут меняться характеристики самолета а материалы эскизного проекта как правило не отражают этого. Конкуренция заставляет разработчиков искать новые решения способствующие техническому процессу.
В процессе схемной проработки проекта конструктор должен иметь представление об эксплуатационных требованиях к самолету таких как условиях загрузки аэродромное оборудование обзор из кабины низкая покупная стоимость самолета и т.д.
Хотя общие технические требования указывают на основные цели разработки проекта конструктор должен вырабатывать свою “философскую концепцию” выделяющую главное в проекте и указывающую на пути его реализации. В некоторых случаях на конструкцию самолета и его общую схему влияют производственные возможности разработчика.
2. Анализ самолетов-прототипов.
“Беркут” рассматривается в первую очередь как экспериментальный самолет предназначенный для летной проверки новых технических решений и демонстрации технологий (в частности средств снижения заметности) а также отработки элементов сверхманевренности. В дальнейшем он должен стать прототипом высокоманевренного многофункционального истребителя пятого поколения. В 1999 году самолет С-37 был включен в государственный оборонный заказ что должно улучшить финансирование программы.
В марте 2000 г. “ОКБ Сухого” приступило к следующему этапу испытаний “Беркута” уже включая диапазон сверхзвуковых скоростей.
Самолет построен по схеме “триплан-тандем” с крылом обратной стреловидности и имеет интегральную компоновку. Малая радиолокационная заметность самолета обеспечивается применением радиопоглощающих покрытий широким использованием композиционных материалов и рядом конструктивных мер (искривление каналов воздухозаборников конформная подвеска вооружения крыло обратной стреловидности).
Силовая установка первого опытного самолета состоит из двух двухконтурных турбореактивных двигателей с форсажными камерами типа Д-30Ф6. В дальнейшем планируется применение двигателей нового поколения с устройствами отклонения вектора тяги.
С-37 “БЕРКУТ” обладает следующими летно-техническими характеристиками:
Длина самолета (с ПВД) 2260 м
Высота самолета 640 м
Площадь крыла 560 м2
Взлетная масса: нормальная25670 кг
максимальная 34000 кг иловая у
Двигатель ТРДДФ Д-30Ф6
Тяга двигателя: максимал 2х9500 кгс
Максимальная скорость кмч (число Маха) на высоте 2200 (21)
Практический потолок 18000 м
Практическая дальность 3300 км
Максимальная эксплуатационная перегрузка 90
Вооружение: пушка ГШ-301 (30мм)
а также возможно использование подвесного вооружения расположенного на конформных точках подвески под фюзеляжем.
Рисунок 2. Схема самолета С-37
Самолет YF-23 создан в результате конкурсной программы усовершенствованного истребителя ATF (Advanced Tactical Fighter). Он предназначен прежде всего для выполнения задачи завоевания превосходства в воздухе. ATF должен быть способен проникать в воздушное пространство хорошо защищенное средствами противовоздушной обороны и осуществлять поддержку воздушно-наземной операции первым обнаруживая противника в воздухе и поражая воздушные цели с первого выстрела. Особые требования предъявлялись к малой заметности повышенной маневренности высокой эффективности в воздушном бою вне визуального контакта с воздушным противником.
Конструктивно YF-23 представляет собой самолет интегральной аэродинамической схемы с ромбовидным в плане среднерасположенным крылом со срезанными законцовками и V-образным оперением. На YF-23 применены малоотражающие формы и радиопоглощающие материалы. Фюзеляж шестигранного сечения. Применено плавное сопряжение крыла и фюзеляжа т.е. присутствуют все элементы техники "стелc".
В конструкции истребителя используются перспективные материалы: полимерные КМ (до 25%) KM с металлической матрицей алюминиево-литиевые сплавы и др. Угол стреловидности крыла по передней кромке — 40 град по линии 14 хорд — 225 град по задней кромке — 40 град.
Кабина одноместная расположена высоко и значительно вынесена вперед относительно крыла что обеспечивает хороший обзор вперед—вниз и назад—вбок.
Кресло катапультируемое Макдоннелл-Дуглас NАСЕЗ II обеспечивает аварийное покидание самолета на стоянке.
Первый полет демонстрационного истребителя YF-23 состоялся 27 августа 1990 года.
YF-23 “RAPIER” обладает следующими летно-техническими характеристиками:
длина самолета 2054 м
высота самолета 424 м.
площадь крыла 8780 м2
Взлетная масса:29000 кг
Двигатель ТРДДФ Pratt & Whitney YF-119 (General Electric YF-120)
Тяга двигателя на форсаже 2х15600 кгс
Максимальная скорость (число Маха) на высоте 18
Крейсерская скорость (число Маха) на высоте 15
Боевой радиус действия 1300 км
Максимальная эксплуатационная перегрузка 6
Вооружение: встроенная пушка М61А1 (калибр 20 мм)
ракеты "воздух-воздух" AIM-120 и AIM-9L.
а также обычное вооружение на внешних подвесках.
Самолет Grumman Model 712 получивший в ВВС США обозначение Х-29А был спроектирован для исследований аэродинамических преимуществ крыла с обратной стреловидностью. Одноместный реактивный самолет имел расположенное в задней части фюзеляжа крыло с углом обратной стреловидности 35° и передний стабилизатор установленный сразу за кабиной пилота по схеме высокоплан. Модель X-29A имела один турбовентиляторный двигатель General Electric F404-GE-400. На ней использовались передняя часть фюзеляжа и носовое шасси F-5А а также основные стойки шасси и силовой привод рулей F-16. Первый самолет поднялся в воздух 14 декабря 1984 г. и закончил полеты 6 декабря 1988 г. после 242-го вылета. Второй самолет совершивший свой первый вылет 23 мая 1989 г. завершил программу испытаний полетов в октябре 1991 г. За этот период два самолета совершили 374 полета (более чем любая модель серии Х) во время которых они достигали углов атаки до 67° (требовалось 80°) скорости 152М и высоты до 12200 м.
Х-29А обладает следующими летно-техническими характеристиками:
длина самолета 1644 м
высота самолета 436 м.
площадь крыла 1754 м2
Взлетная масса: нормальная7848 кг
максимальная 8074 кг иловая у
Двигатель ТРДДФ General Electric F404-GE-400
Тяга двигателя: максимал 2х7120 кгс
Максимальная скорость на высоте 1932 (146) кмч (число Маха)
Крейсерская скорость 740 кмч
Практический потолок 16770 м
Продолжительность полета 1ч
Вооружение отсутствует
2.4.Су-37 “ТЕРМИНАТОР”
Су-37 Терминатор - многоцелевой истребитель созданный на базе многоцелевого истребителя Су-35. Дальнейшее повышение летных характеристик машины было возможно только при установке двигателя с изменяемым в полете вектором тяги. После соответствующих доработок систем управления самолетом и двигателями название машины изменили на Су-37. Впервые поднялся в небо 2 апреля 1996 г.
Конструкция планера в целом подобна Су-27 однако при создании Су-3537 использованы новые алюминиево-литиевые сплавы значительно расширено применение композиционных материалов. Для самолета разработано новое крыло с увеличенной относительной толщиной позволяющее разместить больший объем топлива.
Горизонтальное оперение представляет собой дифференциально отклоняемый стабилизатор каждая консоль которого имеет собственный быстродействующий электрогидравлический привод. Переднее горизонтальное оперение включено в общую цифровую электро-дистанционную систему управления самолетом и способно отклоняться в диапазоне углов -50+10°. Помимо улучшения характеристик устойчивости и управляемости на больших углах атаки (в частности на Су-3537 практически полностью удалось устранить тряску сильно затрудняющую пилотирование и прицеливание истребителей других типов на подобных режимах). Применение на Су-37 переднего горизонтального оперения и двигателей осесимметричные сопла которых могут отклоняться вверх и вниз на угол до 15 град. обеспечивает самолету поистине уникальные маневренные возможности. Су-37 способен выполнять форсированные развороты с минимальными близкими к нулю радиусами перевороты в вертикальной плоскости без изменения траектории поступательного полета практически "застывать" в воздухе "стоя" на хвосте и т.п.
Истребитель Су-37 имеет современное радиоэлектронное оборудование. Комплекс управления оружием включает в себя перспективную бортовую радиолокационную станцию и оптико-электронную прицельную систему состоящую из лазерного дальномера-целеуказателя теплопеленгатора и цветного телевизионного канала. Эта система взаимодействует с нашлемным прицелом летчика. Самолет оборудован также новой системой радиоэлектронной борьбы и системой закрытого обмена данными о целях с другими истребителями и наземными командными пунктами что позволяет эффективно вести групповой бой. Для выполнения полетов как с управлением вектором тяги так и без него на Су-37 установлена новая электронная система управления полетом основанная на цифровой технике с элементами искусственного интеллекта.
Су-37 “ТЕРМИНАТОР” обладает следующими летно-техническими характеристиками:
длина самолета 221 м
высота самолета 632 м.
площадь крыла 6204 м2
Взлетная масса: нормальная27570 кг
Двигатель ТРДДФ АЛ-319ФП
Тяга двигателя: максимал 2х8500 кгс
Максимальная скорость кмч (число Маха) на высоте 2500 (235)
Практическая дальность 3200 км
ракеты "воздух-воздух" Р-27Р (Т ЭР ЭТ) РВВ-АЕ Р-73
управляемые ракеты "воздух-поверхность" Х-29Т Х-31А Х-59М
неуправляемые ракеты
корректируемые бомбы КАБ-500Кр
авиабомбы калибра 250 и 500 кг
Рисунок 3. Схема самолета-истребителя Су-37.
Первый опытный самолет компании Lockheed YF-22 (87-3997N22YF) оснащенный специально спроектированными двигателями Дженерал Электрик YF120 поднялся в воздух 29 сентября 1990г. Вскоре за этим самолетом 30 октября 1990г. последовал образец 87-3998N22YX оснащенный альтернативными двигателями Пратт-Уитни YF119. Проект основного самолета F-22A был заморожен в марте 1992г.; отличия его от опытного образца включали увеличение размаха ромбовидного крыла до 1359 м (44 фута 6 дюймов) без увеличения его площади стреловидность передней кромки была уменьшена до 42° (вместо 48°) уменьшена толщина корневой части крыла уменьшены кривизна и крутка крыла для увеличения сверхзвуковой маневренности. Площадь двухкилевого вертикального оперения была уменьшена до 2712 кв. м (89 кв. футов) но горизонтальное оперение не изменилось. Кабина была перемещена вперед для увеличения обзора а воздухозаборник двигателя перенесен назад на 045 м (1 фут 6 дюймов); длина фюзеляжа уменьшилась на 63 см (25 дюймов). Основным требованием являлась возможность достижения скорости 1М без использования форсажной камеры - самолет должен был пролетать любой отрезок проходящий по вражеской территории на сверхзвуковом режиме. ВВС США рассчитывали ввести в строй первую эскадрилью самолетов F-22A в 2002г. после четырехлетней программы летных испытаний. Планировалось закупить 648 самолетов первая партия из 11 машин должна была состоять из 9 одноместных F-22А и 2 двухместных опытных самолетов F-22В. Предполагаемая стоимость самолета составляла в 1991г. 594 миллиона долларов за каждый.
F-22 “RAPTOR” обладает следующими летно-техническими характеристиками:
длина самолета 1955 м
высота самолета 539 м.
площадь крыла 771 м2
Взлетная масса: нормальная26308 кг
Двигатель ТРДДФ Пратт-Уитни F119
Тяга двигателя: форсаж 2х15700 кгс
Максимальная скорость кмч (число Маха) на высоте 2335 (22)
Практический потолок 19812 м
Боевой радиус действия 1285 км
Вооружение:20(25)-миллиметровая встроенная пушка
ракеты "воздух-воздух" AIM-9 и AIM-120 во внутреннем оружейном отсеке.
Рисунок 4. Схема самолета истребителя F-22.
2.6.F-117 “Night Hawk”
Самолет Локхид F-117 стал победителем в конкурсе секретных ("b индикацию на лобовом стекле и приборной доске; убирающийся лазерный определитель; многофункциональные электронно-лучевые трубки (CRT); компьютеры для управления полетом; связь бортовой ЭВМ системы управления полетом с навигационной системой плюс спутниковая навигационная система. В качестве силовых установок применялись варианты бесфорсажных двигателей Дженерал Электрик F404 устанавливаемых на самолетах F-18 Хорнет.
F-117 “Night Hawk” обладает следующими летно-техническими характеристиками:
длина самолета 20.08 м
высота самолета 378 м.
площадь крыла 1059 м2
Взлетная масса: нормальная13609 кг
максимальная 23814 кг иловая у
Двигатель ТРДДФ Дженерал Электрик F404-GE-F102
Тяга двигателя: максимал 2х4900 кгс
Максимальная скорость (число Маха) 1М
Вооружение: встроенное подфюзеляжное вооружение со способностью размещения полного арсенала предписанного тактическим истребителям ВВС США но обычно - две бомбы GBU-10GBU-27 с лазерным наведением массой по 907 кг (2000 фунтов) или ракеты класса "воздух-земля" АGM-65 Маверик (Maverick) или AGM-89 HARM.
Рисунок 5. Схема самолета-истребителя F-117.
3. Разработка требований к разрабатываемому летательному аппарату.
Выше была рассмотрена эволюция взглядов на назначение самолета-истребителя на требования предъявляемые к его тактико-техническим характеристикам. Из полученной информации можно сделать вывод что в современных условиях не только с экономической но и с тактической точки зрения выгоднее иметь меньшее количество многофункциональных машин чем множество узкоспециализированной техники. При таком подходе уменьшается перечень обслуживаемых типов самолетов что влечет за собой уменьшение количества обслуживающих техников-специалистов специализированной обслуживающей техники и как следствие снижение себестоимости эксплуатации повышение качества обслуживания и повышение надежности эксплуатации самой авиационной техники.
Вместе с тем к многофункциональной авиационной технике предъявляются весьма серьезные и порой противоречивые требования. При попытке совместить малую радиолокационную заметность с высокими летными и маневренными характеристиками мы сталкиваемся с невозможностью удовлетворить обоим требованиям в полной мере и в одинаковой степени. Это связано с тем что малозаметная форма самолета подразумевает минимизацию управляющих поверхностей а в лучшем случае – полный отказ от них. Очевидно насколько негативно это сказывается на управляемости летательного аппарата и следовательно на его маневренности. В этих условиях необходимо дифференцировать требования на «желательные» и «обязательные». В описанных самолетах-прототипах требования малой радиолокационной заметности и требования к летно-техническим характеристикам склоняясь в каждом отдельном случае в сторону малой заметности или в сторону высокой маневренности были сведены к разумному компромиссу.
Таким образом принимая во внимание требования предъявленные в свое время к самолетам-прототипам можно перейти к разработке требований к проектируемому летательному аппарату.
В данном курсовом проекте проводится разработка малозаметного самолета-истребителя с крылом обратной стреловидности. Требования предъявляемые к нему включают в себя следующие позиции:
Эксплуатационные требования:
Эксплуатация с аэродромов оборудованных короткими бетонными взлетно-посадочными полосами (потребная длина полосы не должна превышать 500 м);
Безопасность эксплуатации;
Простота эксплуатации;
Высокие маневренные и летно-технические характеристики которые включают в себя следующие требования:
Величина установившейся перегрузки не менее ±6;
Крейсерская скорость не менее 1400 кмч;
Практический потолок не менее 18000 м;
Дальность полета не менее 3000 км;
Скороподъемность не менее 160 мс;
Требования по заметности:
Малая радиолокационная заметность;
Малая инфракрасная заметность;
Малая акустическая заметность;
Малая оптическая заметность;
Требования по вооружению и живучести в боевых условиях:
Разработка технического предложения.
1. Анализ конструктивной обстановки.
1.1. Методы снижения радиолокационной заметности.
При разработке боевых летательных аппаратов большое внимание уделяется вопросам снижения их радиолокационной инфракрасной оптической и акустической заметности. Комплекс мер и средств уменьшения заметности известен за рубежом под названием техники Stealth. Предполагается что снижение заметности сочетаемое с эффективным и высокоточным оружием средней и большой дальности обеспечит высокую выживаемость летательного аппарата и его поражающую способность. В частности самолет-истребитель может атаковать с большой дистанции сам не будучи обнаруженным.
Техника Stea радиопоглощающих материалов радиопрозрачных материалов; радио- звуко- и теплопоглощающих покрытий и экранов; специального радиоэлектронного оборудования имеющего минимальную заметность при работе и при облучении радиолокационной станцией; использование новых компоновок нового оружия. Их воплощение в реальной конструкции при наличии жестких ограничений по массе летательного аппарата стоимости другим параметрам вызывает большие затруднения ввиду наличия различных противоречий. Прогресс в области создания аппаратуры обнаружения и слежения за целью еще более усложняет данную проблему. Однако опыт создания самолетов малой заметности показал что эти проблемы могут быть успешно решены.
Наибольшее внимание в технике Stealth уделяется снижению радиолокационной заметности так как Радиолокационные станции были и остаются основным средством обнаружения и наведения летательного аппарата. Радиолокационная заметность летательного аппарата характеризуется величиной его эффективной площади рассеивания. К методам снижения эффективной площади рассеивания можно отнести:
Выбор определенной аэродинамической схемы и в частности конфигурации отдельных частей конструкции самолета;
Скругление острых кромок;
Плавное сопряжение частей конструкции самолета;
Минимизация размеров рулевых и стабилизирующих поверхностей;
Отказ от вертикальных поверхностей;
Использование изогнутых воздухозаборников для предотвращения непосредственного облучения роторов компрессоров двигателя;
Экранирование сопла двигателя тепло- и радиопоглащающим экраном;
Минимизация количества люков стыков антенн. Обеспечение гладкости поверхности летательного аппарата;
Использование цельноповоротного оперения;
Устранение прямых и острых углов между поверхностями летательного аппарата которые являются эффективными уголковыми отражателями;
Использование токопроводящего напыления на элементы остекления с целью предотвращения облучения оборудования расположенного в кабине.
Возможно применение специальных поглотителей в виде остроугольных пирамид в которых происходит многократное переотражение волн с одной грани на другую до их полного поглощения. Эти пирамиды могут быть включены в силовую схему конструкции.
1.2. Методы снижения инфракрасной
оптической и акустической заметности.
Снижение заметности в инфракрасном диапазоне электромагнитных волн является второй по важности задачей при рассмотрении вопросов малой заметности. Инфракрасный диапазон электромагнитных волн позволяет обеспечить надежное обнаружение и сопровождение целей в условиях плохой видимости и применения противником сильного радиопротиводействия поэтому аппаратура слежения и инфракрасного наведения используется широко. Инфракрасной аппаратурой снабжены многие самонаводящиеся ракеты. Важным преимуществом этих систем является то что в отличие от радиолокационных станций они пассивные и противник не может обнаружить работу инфракрасной аппаратуры. В космосе инфракрасные системы способны обнаружить цели на значительном расстоянии однако в атмосфере эта дальность резко сокращается ввиду наличия фона. Этот эффект может быть использован для снижения заметности летательного аппарата.
Снижение заметности может быть осуществлено уменьшением температуры и величины излучающей поверхности причем важно исключить наиболее яркие источники излучения: раскаленное сопло и факел двигателя при его работе на форсажных режимах. Таким образом способами снижения инфракрасной заметности являются:
Устранение форсажных режимов работы двигателя что снижает температуру выхлопных газов;
Использование плоских сопел (рисунок 6). Это ведет к быстрому перемешиванию выхлопных газов с холодным воздухом. Кроме того плоская струя менее заметна: при виде сбоку её площадь мала; при виде сверху из-за малости толщины её яркость ниже;
Использование специальных устройств предназначенных для быстрого смешения раскаленных газов с холодным воздухом;
Использование теплозащитных экранов закрывающих зону смешения что значительно снижает инфракрасное излучение;
Использование S-образных воздухозаборников и выхлопных устройств что снижает инфракрасное излучение двигателя;
Отказ от сверхзвуковых режимов полета что исключает значительный нагрев планера;
Использование систем охлаждения;
Применение специальных добавок к топливу;
Применение специальных покрытий.
В качестве мер по снижению заметности в оптическом диапазоне могут использоваться следующие методы:
Уменьшение поверхности летательного аппарата в направлении обзора;
Снижение дымности двигателя;
Уменьшение яркости бортовых огней (вплоть до полного отключения);
Использование защитных козырьков на индикаторном оборудовании кабины;
Использование малоконтрастной конфигурации летательного аппарата;
Использование малоотражающих покрытий.
Кроме того большое значение имеет акустическая заметность. Способы борьбы с шумом также весьма многообразны. Среди них можно выделить:
Использование звукопоглащающих экранов (пористые структуры многослойная обшивка конструкции из остроугольных пирамид на поверхности которых происходит переотражение и поглощение шума);
Тщательная балансировка вращающихся элементов (двигателя редуктора);
Использование демпфирующих опор;
Использование удобообтекаемых форм устранение плохообтекаемых элементов режимов срывного обтекания;
Использование сопел двигателей с косым срезом позволяющим уменьшить энергию крупномасштабных вихревых структур в сдвиговом слое.
1.3. Особенности крыла обратной
Основными преимуществами данной компоновки являются:
значительное увеличение аэродинамического качества при маневрировании особенно при малых скоростях;
большая подъемная сила по сравнению с крылом прямой стреловидности имеющим одинаковую площадь а следовательно и большая грузоподъемность (до 30%);
увеличение дальности полета на дозвуковых режимах за счет меньшего балансировочного сопротивления;
лучшая управляемость на малых дозвуковых скоростях (и как следствие улучшение ВПХ);
улучшение условий работы крыльевой механизации (что также сокращает взлетную и посадочную дистанции);
меньшая скорость сваливания;
улучшенные противоштопорные характеристики;
увеличение внутренних объемов планера особенно в местах стыка крыла и фюзеляжа что обеспечивает лучшие условия для формирования внутренних грузоотсеков. В 1980 году в ОКБ им. П.О.Сухого совместно с отраслевыми научными центрами начались исследования проекта истребителя с КОС.
1.4. Описание аэродинамической схемы.
Самолет выполнен по схеме “неустойчивый интегральный триплан” сочетающей нормальную аэродинамическую схему использованием крыла обратной стреловидности с передним горизонтальным оперением. В конструкции самолета использованы композиционные материалы. Для самолета разработано крыло обратной стреловидности с увеличенной относительной толщиной позволяющее разместить большой объем топлива. Крыло выполнено с применением композиционных материалов типа углепластик.
Горизонтальное оперение представляет собой дифференциально отклоняемый стабилизатор каждая консоль которого имеет собственный быстродействующий электрогидравлический привод. Переднее горизонтальное оперение включено в общую цифровую электродистанционную систему управления самолетом и способно отклоняться в диапазоне углов -50+10°. Помимо улучшения характеристик устойчивости и управляемости на больших углах атаки переднее горизонтальное оперение выполняет и ряд других важных функций. В частности оно позволяет устранить тряску сильно затрудняющую пилотирование и прицеливание истребителей и способствует смещению вперед аэродинамического фокуса самолета что приводит к значительному уменьшению статической устойчивости.
Посредством переднего горизонтального оперения возможно “управление” степенью неустойчивости самолета которая меняется в зависимости от нагрузки на внешних узлах подвески. При полетах на малой высоте в турбулентной атмосфере переднее горизонтальное оперение является активным и пассивным демпфером продольных колебании и тряски что повышает безопасность полета уменьшает нагрузки на планер и увеличивает комфорт а следовательно и боеспособность летчика в условиях болтанки.
Кессоны килей выполненны из углепластика. используются также в качестве топливных баков. Самолет оснащен катапультным креслом с углом наклона спинки 30°. Установлены контейнеры с запасом пищи и воды а также устройство утилизации отходов.
На самолете установлены турбореактивные двухконтурные двигатели с плоским соплом с системой управления вектором тяги по каналу тангажа. Двигатели оснащены цифровой электронной системой управления интегрированной с системой управления самолетом. Осесимметричное управляемое сопло отклоняется в вертикальной плоскости на угол ±15° при помощи двух пар гидроцилиндров питаемых от общесамолетной гидросистемы (угловая скорость перемещения сопел — 30°с).
В двигателях обеспечено охлаждение поворотной части сопла на режиме полного форсажа и максимальном угле поворота. В качестве рабочего тела в гидроцилиндрах использовано авиационное топливо. Система управления вектором тяги позволяет управлять самолетом как в плоскости тангажа так и рыскания что достигается рассогласованием направления тяги правого и левого двигателя.
Шасси – трехопорное с носовой стойкой. Данная схема обеспечивает:
хорошую путевую устойчивость при разбеге пробеге и маневрировании на земле;
горизонтальное положение самолета при маневрировании по земле и на стоянке;
хороший обзор из кабины летчиков на ВПП.
2. Состав оборудования и снаряжения.
2.1. Радиоэлектронное оборудование.
Бортовое радиоэлектронное оборудование самолета включает системы использующие элементы искусственного интеллекта и обеспечивает упреждающее поражение воздушных целей (в том числе и малозаметных) на дистанциях гарантирующих от возможности ответного удара противника. Автоматизированы все этапы полета включая боевое применение по воздушным целям атаки наземных объектов без входа в зону противовоздушной обороны противника противодействие радио- и оптикоэлектронным средствам радиоэлектронной борьбы. По информации поступающей от навигационнной системы самолетный автомат управления решает задачи полета по маршруту с облетом запрограммированных промежуточных пунктов маршрута возврата на аэродром предпосадочного маневрирования и захода на посадку до высоты 60м. Имеется режим автоматического управления полетом на предельно малой высоте с обходом или облетом наземных препятствий. Предусмотрено автоматическое целеуказание при действиях как по воздушным так и по наземным целям.
Самолет оснащен комплексом включающим импульсно-доплеровскую ближнюю радиолокационную станцию с неподвижной фазированной антенной решеткой и ближней радиолокационной станцией заднего обзора. Усовершенствованная оптико-электронная прицельная система истребителя включает тепловизор совмещенный с лазерным дальномером-целеуказателем. Обеспечивается обнаружение опознавание и автоматическое сопровождение одновременно нескольких воздушных целей на большой дальности. Оптико-локационная система объединена с ближней радиолокационной станцией и усовершенствованным нашлемным прицелом летчика в единый комплекс. На самолете установлена аппаратура автоматической защищенной системы обмена данными о целях позволяющая лучше координировать действия нескольких истребителей ведущих групповой бой. Комплекс обороны включает оптические датчики предупреждения об атакующих ракетах противника станцию радиотехнической разведки нового поколения активные системы подавления работающие в оптическом и радиолокационных диапазонах а также средства постановки пассивных радиолокационных и инфракрасных помех. Самолет имеет новое информационно-управляющее поле кабины летчика с четырьмя крупноформатными жидкокристаллическими цветными многофункциональными индикаторами и широкоугольным индикатором на лобовом стекле. В индикаторах использованы жидкокристаллические матрицы. Связное оборудование включает радиостанции ультракоротковолнового и коротковолнового диапазона аппаратуру телекодовой защищенной связи а также систему спутниковой связи.
На самолете устанавливается цифровой пилотажно-навигационный комплекс обеспечивающий:
автоматическое и ручное самолетовождение;
автоматический заход на посадку на аэродромы оборудованные курсоглиссадной системой посадки;
В состав радиосвязного оборудования входят:
радиостанция средневолнового диапазона;
радиостанция коротковолнового диапазона;
аппаратура внутренней связи и коммутации (СПУ);
аварийные радиостанции коротковолнового и средневолнового диапазонов;
аварийный радиомаяк.
На самолете также устанавливается радиотехническая аппаратура обнаружения зон электрической активности атмосферы.
2.2. Электрооборудование.
В качестве первичной системы энергетического снабжения должна быть применена система 3-х фазного переменного тока 200116 В стабилизированной частоты.
Источником первичной системы энергетического снабжения является интегрированный привод-генератор.
Вторичной системы энергетического снабжения должна быть система постоянного тока 27В. Источник – трансформаторно-выпрямительное устройство.
В качестве аварийных источников используются аккумуляторные батареи и статические преобразователи.
Для управления источниками и потребителями тока используется малогабаритная коммуникационная аппаратура (реле контакторы) кнопочные выключатели и переключатели со световой индикацией. В цепях подверженных существенному воздействию окружающей среды применяются бесконтактные концевые выключатели.
2.3. Приборное оборудование.
Самолет оснащен цифровой электродистанционной системой управления самолетом. Она выполнена по четырехканальной схеме резервирования в продольном канале и трехканальной схемой — в каналах бокового движения. Для увеличения надежности все вычислители электродистанционной системой управления самолетом работают параллельно. Система автоматизированного управления самолетом обеспечивает управление всеми рулевыми поверхностями а также отклонением вектора тяги двигателей посредством перемещения ручки управления самолетом. При этом безопасность полета достигается автоматическим ограничением перегрузок самолета в зависимости от полетной массы и полетных режимов. Имеется режим автоматического выхода из штопора. Установка нового комплекса бортового оборудования с увеличенным энергопотреблением потребовала увеличения мощности электро- и гидропитания.
В оборудованной катапультируемым креслом с вытяжной штангой кабине летчика на приборной доске установлены четыре жидкокристаллических многофункциональных цветных дисплея на которые выводится вся необходимая пилоту информация. Здесь же находится и табло отказов которое в случае возникновения неисправностей информирует о них летчика и выдает ему необходимые рекомендации
Цифровая техника обеспечивает снижение стоимости и веса оборудования повышение надежности в 2-3 раза по сравнению с аналоговыми системами.
В качестве дублирующих необходимо иметь минимальный набор аналоговых шкальных приборов барометрический высотомер тахометр и пр.
2.4. Прочее оборудование.
На самолете устанавливается также система сбора и обработки полетной информации самолетный ответчик аппаратура пожарной защиты внешнее светотехническое оборудование (аэронавигационные огни проблесковые маячки посадочные и рулежные фары).