Содержание: стр.

1 Разработка технического задания.

Анализ статистического материала…………………………………….3

1.1 Технико-экономические требования……………………………….4

1.2 Тактико-технические требования………………………………......5

2 Разработка технических предложений………………………….......18

2.1 Выбор аэродинамической схемы, относительных

геометрических параметров и характеристик…………………..........18

2.2 Выбор удельной нагрузки на крыло……………………………...22

2.3 Выбор типа силовой установки и её размещение………………...24

2.4 Определение потребной стартовой тяговооружённости

самолета…………………………………………………………….........24

3 Эскизное проектирование самолёта…………………………………28

3.1 Определение взлётной массы самолёта 1-го приближения….......28

3.2 Определение взлётной массы самолёта 2-го приближения….......28

3.3 Определение взлётной массы самолёта 3-го приближения….......34

3.4 Определение основных параметров проектируемого самолёта…35

3.5 Проектировочный расчёт крыла…………………………………..43

3.6 Техническое описание самолёта……………………………………49

3.7 Оценка спроектированного самолёта………………………….…..51

4. Библиографический список литературы……………………………53

1. Разработка технического задания. Анализ статистического материала.

1. Технико-экономические требования.

Для любого самолёта желательно, естественно при прочих равных условиях, иметь меньшую стоимость и взлётную массу, а также снизить затраты на его обслуживание и эксплуатацию. Здесь и возникает главное противоречие – соотношение цены и качества. И чтобы проектируемый самолёт превзошёл существующие аналоги и имел спрос на рынке, конструктору необходимо взвешенно использовать новейшие достижения во всех областях авиастроения, начиная от материаловедения и двигателестроения, вооружения и заканчивая радиоаппаратурой и навигационным оборудованием. Считается, что для создания конкурентоспособного самолёта, который бы не устарел к моменту начала его эксплуатации, необходимо использовать в его разработке от 50 до 150 новых технических решений. При этом важно, чтобы 2/3 из них были отработаны и проверены уже к началу проектирования.

При проектировании данного самолёта планировалось значительное снижение массы конструкции планера за счёт замены алюминиевых сплавов с плотностью ρ=2,7 г/см³, в основном используемых для изготовления планера в настоящее время, на углепластики с плотностью ρ=1,2-1,4 г/см³. Такая замена позволила бы значительно уменьшить массу планера, а следовательно увеличить полезную нагрузку и дальность полёта. Но проектируемый самолёт ориентирован на изготовление на ОАО «НАЗ «Сокол», где на данный момент отсутствуют технологии изготовления конструкции планера из неметаллов, поэтому основным материалом будут алюминиевые сплавы.

Но даже использование указанного новшества, обеспечит новому самолёту значительное преимущество по сравнению с другими аналогами и позволит достойно занять свою нишу на рынке мировой и отечественной авиации.

2. Тактико – технические требования.

1. Проводим анализ статистических данных однотипных самолётов, для того чтобы предопределить совершенствование параметров и характеристик проектируемого самолёта.

AJ-37 “Viggen”

Швеция

Многоцелевой истребитель

Опытный образец истребителя Saab 37 был поднят в воздух 8 февраля 1967 г. Введен в строй шведских ВВС середине 1971 года. AJ-37 Viggen предназначен для нанесения ударов по наземным и морским объектам, а также для перехвата воздушных целей. Он выполнен по аэродинамической схеме "утка", что обеспечивает ему хорошую устойчивость и управляемость как при полетах на малых скоростях с большими углами атаки, так и при сверхзвуковых полетах на больших высотах в условиях сильной турбулентности атмосферы. В передней части цельнометаллического фюзеляжа расположена кабина летчика с системой катапультирования, с помощью которой он может покинуть самолет с любой высоты, в том числе и при разбеге и пробеге по взлетно-посадочной полосе. Крыло самолета имеет дельтовидную форму с переменной стреловидностью по передней кромке. Шасси трехстоечное, с передней стойкой. Основные стойки убираются в корневые части крыла, а передняя - вперед, в фюзеляж. Бортовое радиоэлектронное оборудование включает в себя следующие основные компоненты: РЛС поиска и прицеливания, автопилот, навигационную систему, индикатор вертикальной обстановки, радиовысотомер и систему предупреждения об облучении самолета сигналами РЛС.

Таблица1.1 Лётно-технические характеристики самолёта AJ-37 “Viggen”

Экипаж, чел.			1
Размах крыла, м			10,6
Длина, м			15,4
Высота, м			5,8
Масса пустого самолёта, кг			9980
Масса максимальная взлётная, кг			15000
Масса топлива нормальная, кг			4750
Максимальная скорость, км/ч			2150
Боевой радиус действия , км			500 – 1000
Практическая дальность, км			2040
Полезная нагрузка			6000
Двигатель
Вариант	Тип	Модель		Кол-во	Статическая тяга, даН
1	ТРДД	Volvo Flygmotor RM-8В		1	7210

МиГ-29

Россия

Фронтовой истребитель

МиГ-29 - выполнен по нормальной аэродинамической схеме, с низкорасположенным крылом, двухкилевым оперением и разнесёнными двигателями. Планер выполнен в основном из аллюминиевых сплавов и стали, также применяется титан и композитные материалы. Угол стреловидности крыла по передней кромке составляет 42 град, на крыле имеются щелевые закрылки, элероны и отклоняемые носки. Кили имеют обшивку из углепластика. Стабилизатор цельноповоротный и дифференциально отклоняемый. Шасси трёхопорное, с одноколёсными основными и двухколёсной передней стойками. Катапультное кресло - К-36ДМ.

Двигатели типа ТРДДФ РД-33. Имеется газотурбинный энергоузел ГТДЭ-117, мощностью 66,2 кВт. Регулируемые воздухозаборники на взлёте и посадке закрываются защитными панелями и забор воздуха производится через пятисекционные верхние входы. Топливная система состоит из пяти фюзеляжных и двух крыльевых баков общей емкостью 4300 л (4540 л). Возможна подвеска фюзеляжного ПТБ на 1500 л и двух крыльевых ПТБ по 1150 л.

На машине установлена система автоматического управления САУ-451 и система ограничительных сигналов СОС-3М. Система управления вооружением СУВ-29 состоит из радиолокационного прицельного комплекса РЛПК-29 (Н0-19 "Сапфир-29"), БЦВМ Ц100 (или Ц101).

Оптико-электронный прицельно-навигационный комплекс ОЭПрНК-29 (С-31) состоит из оптико-электронной прицельной системы ОЭПС-29, которая, в свою очередь, состоит из лазерной оптико-локационной станции КОЛС и нашлемной системы целеуказания "Щель-3УМ". Также в комплекс входят: навигационная система СН-29, система управления оружием СУО-29, БЦВМ Ц-100, система индикации на лобовом стекле с фотоконтрольным прибором.

Таблица1.2 Лётно-технические характеристики самолёта МиГ – 29:

Экипаж, чел.			1
Размах крыла, м			11,43
Длина, м			17,32
Высота, м			4,73
Масса пустого самолёта, кг			10900
Масса максимальная взлётная, кг			19700
Масса топлива нормальная, кг			3540
Максимальная скорость, км/ч			2400
Боевой радиус действия (без ПТБ), км			500 – 800
Практическая дальность , км			1500
Полезная нагрузка			4500
Двигатель
Вариант	Тип	Модель		Кол-во	Статическая тяга, даН
1	ТРДФ	Teledyne Continental Р-33		2	5200

F-15 Eagle

США

Истребитель-перехватчик

Концептуальные исследования по созданию истребителя F-15 начались в США в ноябре 1965 года, а в сентябре 1968-го командование американских ВВС направило предложения фирмам о выдвижении конкурсных проектов. В 1969 году разработчиком F-15 стала фирма “Макдоннелл Дуглас”. Первый контракт предусматривал строительство 18 одноместных истребителей F-15A. Экспериментальный образец F-15A был выпущен в июне 1972 года. а уже в июле начались его летные испытания. Первый полет серийного самолета этого типа состоялся в сентябре 1974 года, о завершении формирования эскадрильи было объявлено в июне 1975-го. В настоящее время истребители F-15A состоят на вооружении ВВС США (было получено 365 F-15A, включая десять опытных образцов, и 59 F-15B) и Израиля (46 F-15A из них 25 ранее эксплуатировались в США).

Истребитель F-15 имеет малую нагрузку на крыло, двухдвигательную силовую установку и двухкилевое хвостовое оперение. Крыло самолета F-15 стреловидное, закрылки простые двухпозиционные поверхности управления самолетом обычные, однако для выполнения маневра по крену используются элероны совместно со стабилизатором, при этом на сверхзвуковых скоростях элероны отключаются. Управление элеронами осуществляется с помощью обычных приводов и механических тяг, а рулями поворота и стабилизатором электрическими приводами от системы повышения устойчивости. Конструкция воздухозаборников обеспечивает эффективную работу силовой установки на различных режимах, в том числе на больших углах атаки. Каждый из них имеет три створки с регулированием их углового положения и регулируемое окно перепуска воздуха.

Таблица1.3 Лётно-технические характеристики самолёта F-15 “Eagle”:

Экипаж, чел.			1
Размах крыла, м			13,05
Длина, м			19,05
Высота, м			5,63
Масса пустого самолёта, кг			12970
Масса максимальная взлётная, кг			18820
Масса топлива нормальная, кг			6103
Максимальная скорость, км/ч			2650
Боевой радиус действия (без ПТБ), км			1100 – 1800
Практическая дальность , км			1900
Полезная нагрузка			7250
Двигатель
Вариант	Тип	Модель		Кол-во	Статическая тяга, даН
1	ТРДДФ	Pratt Whitney F100-PW-220		2	6390

1.2.2 Анализ проектной ситуации:

Исследуя особенности развития истребителей-перехватчиков я выявил следующее:

С точки зрения внешнего вида, очевидно что произошло усложнение аэродинамических форм самолетов. В основном стала использоваться интегральная схема.

Конструкция самолетов тоже претерпела ряд изменений. В качестве основного материала все также остаются алюминиевые сплавы, но существенно возрос процент использования композиционных материалов, титановых сплавов и сталей обусловленное увеличением скоростей полета, а также увеличением прочности и ресурса самолета без существенного увеличения собственного веса. Произошла замена и системы управления (гидравлическая была заменена электронную). Это связано с усложнением управления самолетом из-за увеличения скорости, а также из-за снижения веса самолета. Применение более мощных и современных двигателей позволило самолетам данного типа получить большую дальность полета, большую маневренность Применение нового типа оборудования таких как бортовые компьютеры привело к тому что самолеты данного типа стали выполнять разнообразные задачи.

Но все эти новшества сильно сказались на стоимости самолет. Она возросла в несколько раз. Причем половина стоимости самолета - это стоимость оборудования.

Чтобы создать конкурентно способный самолет необходимо проектировать истребитель-перехватчик с высокой тяговооруженностью Р₀≥ 0,05, с крейсерской скоростью М=1,5 и максимальной более М=2,2; потолком около 20 км. По маневренности он не должен уступать всем имеющимся самолетам данного типа, для того чтобы на равных вести ближний бой.

Для достижения этих целей необходимо использовать новейшие достижения в науке и технике, машиностроении и двигателестроении. Необходимо также как можно сильнее внедрять в конструкцию композиционные материалы.

Учитывая современное положение в вооруженных силах РФ, а также на рынке продажи вооружения, можно сказать, что такой самолет будет пользоваться спросом, если он будет отвечать выше сказанным требованиям, и его стоимость не будет превышать стоимость зарубежных аналогов.

1.2.3 Разработка тактико-технических требований:

ТТТ к проектируемому самолету определяют основные цели и задачи его создания, условия его применения, задают потребные значения основных параметров и характеристик самолета, намечают условия его производства и эксплуатации.

Все требования к проектируемому самолету подразделяются на несколько групп:

1.2.3.1 Функциональные требования:

В функциональных требованиях отражается общий замысел создания нового самолета. Они определяют тип и класс самолета, выполняемые им задачи и его важнейшие параметры и характеристики.

В этих требования указываются следующие особенности будущего самолета:

1. Назначение самолета: Истребители-перехватчики – предназначены для защиты наземных объектов от средств воздушного нападения (самолётов, крылатых ракет) путем их уничтожения ракетным вооружением на больших расстояниях от защищаемых объектов.

2. Основные выполняемые задачи:

• перехват целей на заданном рубеже или в заданной полосе;

• нанесений ударов по наземным и надводным целям;

• ведение ближнего маневренного боя;

3. Модификации:

• истребители-перехватчики;

• одно – двухместный, учебно – боевой самолет;

• штурмовик;

• корабельный вариант;

• разведчик.

4. Экипаж: 1 человек. Летчик осуществляет управление самолетом и вооружением.

5. Состав вооружения:

• пушка, калибр 30мм;

• УР «воздух – воздух»;

• УР «воздух – поверхность»;

• противокорабельные ракеты;

• противотанковые ракеты;

• противорадиолокационные ракеты

6. Требование надежности, живучести и безопасности:

• полет при отказе одного двигателя;

• возможность катапультирования летчика на всех режимах полета;

• наличие мер по предотвращению распространения пожара;

• дублирование систем (многократное);

• съемная броня на кабине пилота и наиболее опасных зонах поражения;

• возможность аварийного слива топлива и сброса оружия.

7. Тактика выполняемых операций: быстрая подготовка к вылету, полет, поражение воздушных или наземных целей в зависимости от поставленной задачи, воздушный бой при реагировании служб ПВО противника, или оборона объекта на своей территории.

1.2.3.2. Общие технические требования:

Эти требования определяют основные летные качества будущего самолета, его надежность и безопасность.

Процесс выбора наиболее важных требований определяем методом парных сравнений.

1. Маневренность;

2. Высокая тяговооруженность;

3. Высокая крейсерская скорость;

4. Возможность использования с неподготовленных аэродромов;

5. Высокая живучесть;

6. Удобство обслуживания и ремонта.;

Таблица 1.4 Сравнение общих технических требований

	1	2	3	4	5	6	Рейтинг	Место
1		1	1	2	1	1	6	1
2	1		1	2	1	2	7	2
3	1	1		1	0	2	5	3
4	0	0	0		0	1	1	5
5	1	1	1	1		1	5	3
6	1	0	0	1	1		3	4

Исходя из результатов расчетов по матрице парных сравнений, распределим основные требования к истребителю - перхватчику по степени важности:

1. Маневренность;

2. Высокая тяговооруженность;

3. Высокая крейсерская скорость;

4. Высокая живучесть;

5. Удобство обслуживания и ремонта;

6. Возможность использования с неподготовленных аэродромов;

1.2.3.3 Летно-технические требования

Эти требования устанавливают численные значения основных, наиболее важных для данного типа самолета, летных характеристик и параметров.

Рассмотрев статистику летных характеристик самолетов-аналогов (табл. 1.5) видно, что выданное задание полностью удовлетворяет характеристикам самолёта F-15С Eagle.

Я считаю необходимым выбрать именно этот самолет в качестве прототипа для последующих расчетов.

Таблица 1.5 Статистические данные самолётов:

	№ п/п	Наименование самолета, фирма, страна, год выпуска	1	2	3
			AJ-37 “Viggen”, Швеция, 1971	МиГ-29, ОКБ Микояна, Россия, 1969	F15С «Eagle», США, 1979
	2	Экипаж	1	1	1
Характеристики силовой установки	3	Тип, обозначение и количество двигателей	1 ТРДД Volvo Flygmotor RM-8В	2 ТРДФ Teledyne Continental Р-332	2 ТРДДФ Pratt Whitney F100-PW-220
	4	Статическая тяга	7210	2 5200	2 6390
	5	Тяга с форсажом	12508	2 8500	2 10430
	6	Удельный расход топлива	2,57	2,1	2,1
	7	Удельный расход топлива на крейсерском режиме	0,227 (кг/ч)/кгс	0,77 (кг/ч)/кгс	0,74 (кг/ч)/кгс
	8	Степень двухконтурности m	1,07	0,4	0,6
	9	Удельный вес двигателя	0,306	0,18	0,2
Массовые характеристики	10	Взлетная масса m0, кг	15000	15240	18820
	11	Масса коммерческой (боевой нагрузки) mком, кг	6000	4500	7250
	12	Масса пустого самолета, mпуст кг	9980	10900	12970
	13	Масса топлива, mт, кг	4750	3500	6103
	14	Полная весовая отдача	0,34	0,29	0,36

	№ п/п	Наименование самолета, фирма, страна, год выпуска	1	2	3
			AJ-37 “Viggen”, Швеция, 1971	МиГ-29, ОКБ Микояна, Россия, 1969	F15С «Eagle», США, 1979
Геометрические характеристики	15	Удельная нагрузка на крыло	237	390	351
	16	Тяговооруженность (энерговооруженность)	0,016	0,026	0,018
	17	Площадь крыла, S , м2	62,2	38,3	56,5
	18	Размах крыла l , м	10,6	11,36	13,05
	19	Удлинение крыла λ	2,45	3,39	3,01
	20	Сужение крыла η	4,72	4,15	2,28
	21	Угол стреловидности крыла χ,0	45	42	45
	22	Относительные толщины ;	0,05	0,05	0,066 – 0,03
	23	Диаметр фюзеляжа Dфэ , м	2,23	3,23	2,29
	24	Удлинение фюзеляжа λф	-	5,36	8,31
	25	Удлинение носовой части фюзеляжа λнчф	-	-	-
	26	Удлинение горизонтального оперения λГО(ПГО)	1,55	2,65	1,5
	27	Сужение горизонтального оперения ηго(ПГО)	4,72	2,34	2,64
	28	Угол стреловидности горизонтального оперения χГО(ПГО)	60	45	55
	29	Относительная толщина горизонтального оперения (ПГО)	0,05	0,05	0,1

продолжение таблицы 1.5

продолжение таблицы 1.5

	№ п/п	Наименование самолета, фирма, страна, год выпуска	1	2	3
			AJ-37 “Viggen”, Швеция, 1971	МиГ-29, ОКБ Микояна, Россия, 1969	F15С «Eagle», США, 1979
Геометрические характеристики	30	Площадь горизонтального оперения Sго (ПГО), м2	6,2	7,05	5,26
	31	Коэффициент статического момента	-	-	-
	32	Удлинение вертикального оперения λво	1,24	1,44	1,49
	33	Сужение вертикального оперения ηво	3,79	5	3,05
	34	Угол стреловидности вертикального оперения χво,0	50	47,5	36
	35	Относительная толщина вертикального оперения	0,07	0,07	0,08
	36	Площадь вертикального оперения Sво , м2	6	5,01	5,89
	37	Коэффициент статического момента	-	-	-
	38	Относительная база шасси = bo / Lф	0,35	0,21	0,28
Летные характеристики	39	Относительная колея шасси /	0,47	0,27	0,21
	40	Максимальная скорость на высоте полета / H ,	0,2 (M=2,1)	0,19 (M=2,34)	0,24 (M=2,5)
	41	Крейсерская скорость на высоте полета ,	0,09	0,08	0,09

продолжение таблицы 1.5

	№ п/п	Наименование самолета, фирма, страна, год выпуска	1	2	3
			AJ-37 “Viggen”, Швеция, 1971	МиГ-29, ОКБ Микояна, Россия, 1969	F15С «Eagle», США, 1979
Летные характеристики	42	Посадочная скорость Vпос , км/ч	220	250 – 260	248
	43	Скорость захода на посадку Vзах , км/ч	5м/с	-	232
	44	Потолок Ηп , м	15500	18000	18300
	45	Дальность полета с нагрузкой Lр / тком. , км / кг	0,34	0,31	0,26
	46	Максимальная дальность полета с нагрузкой Lmax / mком. , км / кг	0,5	0,47	0,52
	47	Перегоночная дальность полета Lперег , км	3000	2100	4600
	48	Радиус действия Rд, , км	500 - 1000	500-800	1100-1800
	49	Длина разбега (длина ВВП) l разб , м	400	600	270
	50	Продолжительность Полета t, ч	-	-	-
	51	Скороподъемность Vуо , м/c	192	330	254
	52	Радиус виража Rвир , м	-	-	630
Прочие данные	53	Число пассажиров п	1	1	1
	54	Габариты грузовой кабины BхHxL , м	-	-	-
	55	Вооружение	2 ПУ 6х135 НУР Bofors, 30-мм пушкой М/55 (Aden), 2 ПКР Rb.04E (Rbs.15)	30-мм ГШ-301, 2 ракеты Р-27Р, до 6 Р-73, КМГУ НАР 80 С-8	М61А1 Vulcan, 4 УР AIM-9L/V, 4 УР AIM-7F/M или до 8 УР AIM-120 AMRAAM
	56	Тип ВВП	-	-	-
	57	Стоимость самолета Сс	49 млн. $	24 млн.$	29,9 млн.$
	58	Топливная эффективность kтоп , г/пасс км(г/т км)	-	-	-
	59	Расчетная перегрузка пА	7,5	9	9

Таблица 1.6 ЛТХ проектируемого самолета:

Характеристика	Значение
Максимальная скорость на высоте полета ,	2650
Крейсерская скорость на высоте полета ,	1000
Посадочная скорость Vпос , км/ч	248
Потолок Ηп , м	18820
Длина разбега (длина ВВП) l разб , м	230
Расчётная дальность полёта, км	1900
Боевая нагрузка, кг	7300

1.2.3.4 Производственно-технологические требования:

• рациональная схема конструктивно – технологического членения;

• оптимальная степень панелирования;

• в качестве основного конструкционного материала используются алюминиевые сплавы, до 20% композиционные материалы. В качестве технологических процессов используют штамповку, гибку, механообработку и клёпку.

Необходимо спроектировать конструкцию с высоким уровнем унификации и стандартизации, рассматривая в качестве завода производителя «ОАО НАЗ СОКОЛ».

1.2.3.5 Эксплуатационные требования:

• обеспечивается удобство обслуживания, ремонта оборудования, автономность эксплуатации, а также использование на грунтовых аэродромах;

• доступность к зонам обслуживания и ремонта;

• автоматизированный контроль состояния систем и прогнозирование возможных отказов;

• высокий уровень взаимозаменяемости агрегатов планера;

• предусмотрена дозаправка в воздухе;

• реализация принципа «обслуживание с земли» при предполетной и послеполетной подготовке самолета;