Проектирование самолета класса тяжелых маневренных истребителей палубного базирования типа Су-33

Страницы работы

Содержание работы

1. Предварительные изыскания.

1.1  ТТТ на проектирование самолета.

GЦ.Н., [кг]

VКР, [км/ч]

НКР, [км]

L, [км]

VПОС, [км/ч]

lВПП, [м]

2300

900

11

3000

225

1200

     Проектируемый самолет относится к классу тяжелых маневренных истребителей палубного базирования типа  Су-33, основной задачей которых является завоевание воздушного превосходства. Для выполнения этой задачи самолет должен обладать высокими маневренными и скоростными характеристиками, нести мощное вооружение, осуществлять взлёт с палубы и посадку на палубу корабля. 

1.2                 ТТХ самолета-прототипа (истребитель Су-33 ОКБ им П.О.Сухого).

Нормальный взлетный вес G, [кг]

25000

Максимальный взлетный вес GMAX, [кг]

33000

Число двигателей

2

Тяга двигателей на старте Р0 без форсажа

(с форсажем), [кг]

15540

(25600)

Стартовая тяговооруженность   без форсажа                     (с форсажем)

0,6216

(1,024)

Площадь крыла S, [м2]

67,84

Нагрузка на крыло при взлете р0, [кг/м2]

370

Размах крыла l, [м]

14,7

Длина самолета, [м]

21,185

Высота самолета, [м]

5,72

Угол стреловидности крыла по передней кромке cПК, [градус]

42

Масса пустого самолета, [кг]

18500

Масса топлива во внутренних баках, [кг]

9400

Максимальное число М полета на высоте Н»0 и

 Н≥11 км

1,2

2,17

Практическая дальность полета L, [км]

3500

Практический потолок HПР, [м]

18500

Длина разбега при взлёте с трамплина, [м]

105

Длина пробега при посадке на аэрофинишёр, [м]

90

Вооружение (УР – управляемые ракеты; НУРС - неуправляемые реактивные снаряды)

автоматическая одноствольная пушка типа ГШ-301; ракетное вооружение - до 12 УР класса "воздух-воздух" средней дальности типа Р-27, а также УР малой дальности типа Р-73 с ТГС; бомбы калибром до 500 кг, НУРС и прочее неуправляемое оружие класса "воздух-поверхность".                                       

1.3 Выбор вероятных значений характеристик проектируемого самолета (на основании таблицы 1.1):

а) Весовые параметры:

Относительный вес конструкции

0,3

Относительный вес силовой установки

0,2

Относительный вес оборудования и управления

0,13

Относительный вес топлива

0,27

б) Геометрические параметры (по самолету-прототипу):

Удлинение крыла l

3,2

Сужение крыла h

3,76

Относительная толщина профиля

0,045

Удлинение фюзеляжа lф

10,09

2. Выбор схемы самолета и типа двигателя.

       Самолёт выполнен по нормальной аэродинамической схеме с дополнительным передним горизонтальным оперением, со среднерасположенным свободнонесущим трапецевидным крылом небольшого удлинения, оснащенным развитыми наплывами и плавно сопрягающимся с фюзеляжем;

-  механизация крыла включает двухсекционные однощелевые закрылки, флапероны и трёхсекционные поворотные носки;

-  стабилизатор цельноповоротный, дифференциальный, с прямой осью вращения;

-   шасси трехопорное с телескопическими стойками основных и передней опор;

-  передняя опора управляемая с двумя тормозными колёсами;

-  для обеспечения посадки на корабельный аэрофинишёр самолёт оборудован выпускаемым при посадке тормозным гаком;

-  для уменьшения габаритов самолёта предусмотрено складывание консолей крыла.

Самолет оснащен двумя ТРДДФ типа АЛ-31Ф с системой управления вектором тяги, расположенными в отдельных гондолах, установленных под несущим корпусом на расстоянии друг от друга, исключающем их взаимное влияние.

Основные характеристики двигателя АЛ-31Ф.

Стартовая тяга двигателя без форсажа (с форсажем) P0, кг

7770 (12800)

Стартовый удельный расход топлива без форсажа (с форсажем) , [кг/(кг×ч)]

0,75

1,92

Степень двухконтурности m

0,59

Степень повышения давления воздуха за компрессором

23

Температура газов перед турбиной , [К]

1665

Стартовый секундный расход воздуха через двигателей тВ0, [кг/с]

110

Удельный расход топлива в крейсерском полете , [кг/(кг×ч)]

0,82

Длина двигателя LДВ, [м]

4,95

Максимальный диаметр двигателя DДВ, [м]

1,18

Диаметр входа DВХ, [м]

0,905

Масса двигателя тДВ, [кг]

1530

Удельный вес двигателя g

0,122

3. Расчет взлетного веса и выбор основных параметров самолета.

Похожие материалы

Информация о работе

Тип:
Дипломы, ГОСы
Размер файла:
451 Kb
Скачали:
0