Предварительные изыскания. Выбор схемы самолета и типа двигателя

V_max, км/ч

V_кр, км/ч

V_пос, км/ч

L, км

Нкр, м

m_ц.н., кг

m_сл.н., кг

L_ВПП, м

870

820

250

10000

11500

80000

600

3500

Характеристика

Прототип  С-5А

(США)

Базовый прототип

Ан-124

“Руслан”

Проектируемый самолёт

Максимальная скорость, км/ч

890

900

870

Крейсерская скорость, км/ч

834

865

820

Высота крейсерского полета, м

10360

11000

11500

Дальность полета, км

6033

5600

10000

Посадочная скорость, км/ч

200

200

250

Скорость отрыва, км/ч

230

250

Количество пассажиров(экипаж)

Длина ВПП, м

2500

4000

3500

Расчетная взлётная масса, кг

348810

392000

Масса целевой нагрузки, кг

100228

100000

80000

Относительная масса топлива во внутренних баках

0,23

0,3

Стартовая удельная нагрузка на крыло, Н/м²

5940

6000

Стартовая тяговооруженность

0,23

0,288

Количество и тип двигателей

4 ТРДД

Дженерал Электрик

TF39-GE-1

4 ТРДД ОКБ «Прогресс» Д‑18Т

4 ТРДД ОКБ «Прогресс» Д‑18Т

Стартовая тяга 1 двигателя, кН

186,4

234

234

Стартовый удельный расход топлива, кг/(Нч)



0,047

0,047

Крейсерский удельный расход топлива, кг/(Нч)



0,062

0,061

Параметр

статистика

Выбранное значение

массовые относительные ( )

конструкции

0,26…0,28

0,27

силовой установки

0,08…0,12

0.11

оборудования и управления

0,08…0,14

0,12

топлива

0,25…0,30

0,3

геометрические:

крыло

ГО

ВО

удлинение ( ):

(5,3…9)8,32

(2,0…4,5) 4,12

(0,8…1,4)1,32

относительная толщина профиля

( ):

(0,07…0,15) 0,12

(0,9…1,0) 0,12

(0,9…1,0) 0,12

сужение ( )

(2,0…4,5) 4,1

(2,0…4,0) 3,4

(2,0…5,0) 3,11

угол стреловидности по передней кромке [град.] :

27,5⁰

(по ¼ линии хорд)

32,7⁰

40⁰

угол установки ( ), [град.] :

2⁰

0⁰

-

относительная площадь ( ) оперения:

-

(0,18…0,3) 0,26

(0,12…0,27) 0,15

относительное плечо оперения:

-

(1,5…4) 3,07

(0,5…1,0) 0,31 (по прототипу)

коэффициент статического момента оперения ( ):

-

(0,2…1,1) 0,79

(0,025…0,12) 0,04

диаметр фюзеляжа [м]

по прототипу

7,68

удлинение фюзеляжа ( )

5,5…13

8.32

аэродинамические:

Максимальные коэффициенты подъёмной силы:

В полетной конфигурации

по зависимости

1,2

максимальный в посадочной конфигурации

по зависимости

2,21

максимальный во взлетной конфигурации

по зависимости

2,19

аэродинамическое качество:

максимальное

по прототипу

21

степень продольной статической устойчивости самолёта: ;

по прототипу

-0,12

коэффициент трения колес :

при разбеге

по заданию

0,02

при пробеге

по заданию

0,02

по ограничениям самолёта:

максимальный скоростной напор [H/м²];

по заданию

20000

максимальное число Маха

по заданию

0,83

максимальная эксплуатационная нормальная перегрузка

по прототипу

2,3