Проектирование самолета ИЛ-76, г. Киев

1. техническое описание самолета

Проектируемое воздушное судно представляет собой грузовой самолет, выполненный по типу классической аэродинамической компоновки, схема высокоплан, и имеет цельнометаллическую конструкцию вида полумонокок. Этот самолет предназначен для эксплуатации на маршрутах ближней и средней протяженности. Бортовые системы и агрегаты, а также погрузочное оборудование позволяют выполнять автономную эксплуатацию на необорудованных аэродромах в течение 30 суток. Самолет оснащен встроенным транспортным оборудованием обеспечивающим автономную погрузку и выгрузку любых грузов, в том числе в контейнерах, принятых в ISO. Обеспечивается использование наземных конвейерных систем для погрузки-выгрузки грузов на авиационных поддонах и в стандартных контейнерах. Герметическая грузовая кабина с регулируемой температурой воздуха обеспечивает перевозку животных и скоропортящихся продуктов. В носовом отсеке фюзеляжа оборудовано место для сопровождающих грузы.

Бортовой комплекс, включающий более 50 процессов, автоматически собирает данные о функционировании бортовых систем и оборудования, анализирует их и отображает обработанную информацию на дисплеях. В случае возникновения «нештатных» ситуаций на экраны будут выведены необходимые рекомендации экипажу. Дополнительные данные могут быть получены после запроса компьютеру.

Комплекс оптимизирует режимы полета, обеспечивает автоматизированное самолетовождение на всех этапах полета в любых условиях. Электрогидродистанционная система штурвального управления имеет три цифровых и шесть аналоговых каналов, обеспечивающих надежное пилотирование, даже при воздействии электромагнитного импульса ядерного взрыва. Система реализует интегральные законы управления, отвечающие самым современным требованиям в части устойчивости, управляемости и комфорта, что способствует снижению утомляемости экипажа в сложных полетных условиях.

Конструктивно самолет подразделяется на следующие элементы:

- крыло кессонного типа;

- фюзеляж, включающий в себя гермокабину для экипажа и пассажиров;

- горизонтальное и вертикальное оперение;

- силовую установку с двигателями типа ТРДД;

- шасси.

2. назначение и область применения

Самолет создавался как аналог тактического военно-транспортного самолета Ил76.

Конструкция рассчитана на среднегодовой налет более 3000 ч, удельные затраты на техническое обслуживание — 810 человеко-часов на час налета.

Имеется возможность транспортировки спакетированных крупногабаритных и длинномерных грузов, самоходной и несамоходной колесной и гусеничной техники, скоропортящихся грузов и продуктов питания.

В фюзеляже могут перевозиться практически все виды армейской техники и вооружения. Самолет в состоянии поднимать около 20% крупногабаритных грузов, перевозимых стратегическим транспортным самолетом Ан124.

Высокий технический и эксплуатационный потенциал самолета позволяет создать на его базе с малыми затратами и в относительно короткие сроки целый ряд целевых модификаций, в частности:

— самолет дальнего радиолокационного обнаружения и наведения;

— воздушный командный пункт;

— морской патрульный самолет;

— самолет-заправщик;

— поисково-спасательный самолет для военно-морских сил.

3. выбор и обоснование проектных параметров

Формирование технического задания на проект

Техническое задание на проект самолета составляем на базе статистических данных и содержит следующие группы параметров и характеристик: тип воздушных линий, минимальный класс аэродрома базирования, метеоминимум посадки, географические и климатические особенности районов выполнения полетов, состав экипажа и количество бортпроводников, состав оборудования, требования по комфорту, летно-технические характеристики (пассажировместимость, масса коммерческой нагрузки, расчетная дальность полета, крейсерская скорость и высота полета, скорость отрыва при взлете, скорость захода на посадку, посадочная скорость).

Выбор и обоснование схемы самолета

Схема самолета определяется взаимным расположением агрегатов, их количеством и формой. От схемы и аэродинамической компоновки самолета зависят его аэродинамические и технико-эксплуатационные свойства. Удачно выбранная схема позволяет повысить безопасность и регулярность полетов, и экономическую эффективность самолета. Выбору схемы проектируемого самолета предшествуют изучение и анализ схем самолетов, принятых в качестве прототипов. Обоснованию подлежат:

расположение крыла и оперения относительно фюзеляжа, а также выбор их формы;

расположение двигателей, их количество и тип, если это не указано в задании на проектирование;

тип и расположение опор шасси;

Обоснование схемы самолета следует выполнять на основании информации, приведенной в литературе.

Проектируемый самолет выполнен по нормальной аэродинамической схеме высокоплан со стреловидным крылом и Т-образным стреловидным оперением. Механизация крыла выполняется в виде предкрылков и закрылков, интерцепторов, это позволит улучшить ЛТХ ВС на взлете и посадке, во время пробега.

Самолет выполнен по схеме с высоко расположенным стреловидным крылом. Такая схема имеет следующие преимущества:

- уменьшение аэродинамического сопротивления от интерференции, особенно для круглого фюзеляжа (аэродинамическое качества высокоплана больше чем у низкоплана);

- уменьшение расстояния от фюзеляжа до земли, что создает ряд эксплуатационных удобств;

- хороший обзор земли из пассажирской кабины;

- снижение вероятности выхода из строя двигателей, расположенных на крыле, в результате попадания твердых частиц с ВПП при взлете и посадке.

Двигатели размещены на пилонах под крылом. Такая схема установки двигателей имеет следующие преимущества:

- двигатели разгружают конструкцию крыла в полете, уменьшая изгибающий и крутящий моменты от внешних нагрузок, что приводит к уменьшению веса крыла на 1015%;

- двигатели демпфируют колебания крыла при полете в неспокойной атмосфере;

- двигатели являются противофлаттерными балансирами;

- удобство замены одного типа двигателя другим;

- легкий доступ к двигателю при обслуживании.

В тоже время такое размещение двигателей имеет и свои недостатки:

- в случае отказа двигателя создается большой разворачивающий момент в горизонтальной плоскости;

- пилонная подвеска двигателей затрудняет использование закрылков по всему размаху крыла.

Крыло кессонное трьох лонжеронное, имеет пяти секционные предкрылки и двух секционный трьох щелевой закрылок для улучшения ЛТХ при взлете и посадке.

Фюзеляж типа полумонокок, изготовленный из алюминиевых сплавов. Имеет 2 двери, с каждого борта, и задней отклоняемой стенки.

Самолет имеет Т-образное хвостовое оперение, чтоб вынести его из зоны влияния реактивной струи (по сравнению с классическим оперением).

Система управления бустерного типа. Для поперечного управления служат шести секционные интерцепторы и односекционные элероны совместно или независимо. Для продольного управления используется руль высоты, а для балансировки – управляемый стабилизатор. Путевое управление обеспечивается рулями направления.

На самолете применена пятиопорная схема шасси с носовой опорой. Что обеспечивает высокую устойчивость на разбеге и пробеге, хорошую управляемость при движении по земле и эффективное торможение колес из-за отсутствия капотирования. Основные опоры крепятся к фюзеляжу.

Силовая установка состоит из двух ТРДД.

Топливо размещается в центропланном баке и в корневом, предрасходном, расходном отсеках крыльевого бака каждой консоли. Заправка самолета топливом производится централизованно снизу под давлением через один бортовой штуцер заправки.

Порядок заправки – крыльевые баки, центропланный бак.

Система кондиционирования питается воздухом отбираемым от ТРДД.

Противообледенительная система передних кромок крыла и кромок воздухозаборника работает на горячем воздухе, отбираемом от компрессора двигателя. Носок киля и горизонтальное оперение обогревается электричеством.

Аварийные спасательные средства. Герметичность кабины позволяет осуществлять аварийную посадку на водную поверхность.

Радиоэлектронное оборудование. Самолет оснащен комплексом радиоэлектронного оборудования, которое позволяет эксплуатацию в условиях метеоминимума.

Выбор основных параметров крыла

К числу основных параметров крыла относятся профиль и относительная толщина C, стреловидность χ по 0,25 хорд, удлинение λ, сужение η, угол поперечного V крыла и удельная нагрузка на крыло Р, форма крыла в план Аэродинамические характеристики крыла и значительной мере определяются формой крыла в плане. Параметры профиля (XC ,f) и относительная толщина крыла (C), как показывает практика самолетостроения, зависят от числа М крейсерского полета – МК

Если у проектируемого самолета МК < 0,6, то для его крыла наиболее целесообразно применять несимметричные («несущие») профили с закругленной передней кромкой и со сравнительно передним (на 20...30 % хорды) положением максимальной толщины С которая в корневой части крыла может составлять 15...18 %, а на конце крыла - 10...12 % хорды. Для крыльев современных околозвуковых самолетов применяют близкие к симметричным и асимметричные профили c более острой передней кромкой и со сравнительно задним положением максимальной толщины Хс = 35...45%. Для них характерно более плавное распределение давлений вдоль хорд крыла, что понижает значения местной воздушной скорости над верхней поверхностью крыла и способствует увеличению критического числа полета МКРИТ. Из тех же соображений относительная толщина крыла околозвуковых самолетов с МКРИТ =0,8...0,9 обычно уменьшается (12...14 % в корне и 8...9 % на конце крыла). В последние годы для крыльев околозвуковых пассажирских самолетов начинают также применять так называемые суперкритические профили (профили двойной кривизны), которые по сравнению с обычными профилями, такой же относительной толщины, имеют более высокие (на 0,08...0,1) значения Мкрит.

Следует учитывать, что все перечисленные выше мероприятия, направленные на увеличение Мкрит полета, неблагоприятно сказываются на жесткостных и весовых характеристиках крыла, а также приводят к заметному снижению максимальных значений коэффициента подъемной силы СУmax. Стреловидность крыла является средством увеличения критического числа Маха полета, увеличение стреловидности крыла не только смещает на большие скорости полета начало волнового кризиса, но и смягчает его протекание, уменьшает прирост сопротивлений, улучшает характеристики устойчивости и управляемости самолета на околозвуковых скоростях. Кроме того, стреловидность крыла повышает критическую скорость флаттера и дивергенции. Однако с увеличением угла стреловидности снижаются Сymax и Kmax крыла, уменьшается эффективность взлетно-посадочной механизации. Из-за боковых перетеканий пограничного слоя к концам стреловидного крыла у него появляется тенденция к концевому срыву потока на больших углах атаки, следствием которого может быть потеря поперечной управляемости и продольная неустойчивость самолета при посадке. Стреловидность усложняет производство и увеличивает вес крыла.

Указанные обстоятельства обуславливают «экономное» применение стреловидности, т.е. угол стреловидности крыла околозвукового самолета выбирается обычно по минимуму, определяемому величиной заданной скорости (числа МК) крейсерского полета.

Удлинение крыла является параметром, существенно влияющим на величину индуктивного сопротивления и максимального качества крыла и самолета. Кроме того, λ влияет на весовые и жесткостные характеристики конструкции крыла.

Дозвуковые транспортные самолеты имеют крылья с нулевой и малой стреловидностью. Удлинение таких крыльев лежит в довольно широком диапазоне, λ= 8...12, причем большие значения удлинения относятся, как правило, к крупноразмерным самолетам с большой расчетной дальностью полета. Повышенные значения удлинения крыла иногда выбираются и для самолетов с небольшой дальностью полета в связи со стремлением улучшить их взлетно-посадочные характеристики.

Для приближенной оценки удлинения крыла проектируемого самолета может быть использована формула: λ = 10,5 • соs2 χ. Полученное значение удлинения корректируется на основании данных о параметрах крыла самолетов-аналогов.

Сужение крыла оказывает противоречивое влияние на аэродинамические, весовые и жесткостные характеристики крыла.

Увеличение сужения η благоприятно сказывается на распределении внешних нагрузок, жесткостных и весовых характеристиках крыла. Оно приводит также к увеличению строительной высоты и объемов центральной части крыла, что облегчает размещение топлива и различных агрегатов, а возрастание площади крыла, обслуживаемой механизацией, заметно повышает ее эффективность.

Однако увеличение сужения имеет и отрицательные стороны. Главная из них — тенденция крыла с большим сужением к концевому срыву Потока при одновременном снижении эффективности элеронов. В связи о указанными обстоятельствами сужение прямых крыльев дозвуковых самолетов заполняется обычно небольшим и составляет величину η = 2...2,5, что обеспечивает близкое к минимуму индуктивное сопротивление крыла и высокие значения СУmax пос.

Угол поперечного V крыла, как известно, служит средством обеспечения степени поперечной устойчивости самолета. Его величина и знак зависят глазным образом от схемы самолета, а для самолетов со стреловидными крыльями — еще и от угла стреловидности. Для прямых крыльев дозвуковых самолетов значения угла поперечного V лежат в диапазоне от + 5°...7° для схемы низкоплана, до 1°...2°— для высокоплана. Стреловидность увеличивает поперечную устойчивость крыла и поэтому стреловидным крыльям следует придать отрицательное поперечное V . Однако компоновочные и другие требования (например, посадка с креном) могут обусловить положительное V стреловидного крыла. Это повлечет установку в системе управления автоматических демпферов рыскания и потребует некоторого увеличения площади вертикального оперения.

Выбор основных параметров фюзеляжа

Аэродинамические и весовые характеристики фюзеляжа существенно зависят от его формы и размеров, которые определяются такими геометрическими параметрами, как форма поперечного сечения удлинение =7,82 и диаметр фюзеляжа Dф = 3,35 м. Удлинение и длина фюзеляжа уточняются при последующей компоновке самолета из условий обеспечения необходимых объемов для размещения экипажа, пассажиров и грузов, а также приемлемых плеч Lво Lго горизонтального и вертикального оперениясамолета. Удлинение фюзеляжа и его частей (носовой и хвостовой ) выбираются из соображений аэродинамики и веса фюзеляжа. При выборе проектируемого самолета ориентируемся на такие статистические данные современных самолетов.

Удлинение носовой и хвостовой части фюзеляжа лежит в таких пределах:

; =1,7…2,0; =3,0…3,2.