Машиностроение \ Проектирование самолетов

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

Страницы работы

16 страниц (Word-файл)

Скачать файл

Содержание работы

1. Предварительные изыскания.

1.1 ТТТ на проектирование самолета.

G_Ц.Н., [кг]	V_КР, [км/ч]	Н_КР, [км]	L, [км]	V_ПОС, [км/ч]	l_ВПП, [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 G_MAX, [кг]	33000
Число двигателей	2
Тяга двигателей на старте Р₀без 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 c_ПК, [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 H_ПР, [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 l_ф	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 т_В0, [кг/с]	110
Удельный расход топлива в крейсерском полете , [кг/(кг×ч)]	0,82
Длина двигателя L_ДВ, [м]	4,95
Максимальный диаметр двигателя D_ДВ, [м]	1,18
Диаметр входа D_ВХ, [м]	0,905
Масса двигателя т_ДВ, [кг]	1530
Удельный вес двигателя g	0,122