2015-09-06
602
Введение
Объектом и предметом исследования данного курсового проекта является дозвуковой штурмовик Су-25T. Важность разработки данного самолёта заключается в том, что в стране не было ни одного штурмовика, который бы отвечал современным условиям ведения боя. Самолет предназначен для прицельного поражения наземных в простых и сложных метеоусловиях, днём и ночью, в том числе с малых высот, при ручном и автоматическом управлении.
Созданный в 1984 на основе Су-25УБ противотанковый штурмовик. Усилена центральная секция, в гаргроте на месте второй кабины размещено радиоэлектронное оборудование, изменена носовая часть, добавлен прицельный комплекс И-251 «Шквал», установлен ИЛС, добавлена возможность использовать современные высокоточные боеприпасы, кабина герметизирована.
В данном курсовом проекте необходимо спроектировать самолет типа Су-25T, выбрать схему планера, выполнить расчет всех основных параметров: масса самолета, стартовая удельная нагрузка на крыло, стартовую тяговооруженность, выбрать тип силовой установки, выполнить аэродинамическую, объемно-весовую и конструктивно-силовую компоновки, определить нагрузки на основные части самолета и сделать заключение по спроектированному самолету.
Основные требования
Таблица 1.1.
| Vmax, км/ч | Vкрейс, км/ч | Vпос, км/ч | L, км | H, м |  ,
кг
| 
кг
| LВПП, м |
Таблица 1.2.
| Характеристика | Прототип №1 | Базовый прототип | Проекти-руемый Самолёт | |
| А-10А | Су-25T | |||
| Максимальная скорость, км/ч, на высоте полёта, м | ||||
| Крейсерская скорость, км/ч, на высоте полёта, м | ||||
| Расчётная дальность, км | ||||
| Посадочная скорость, км/ч | ||||
| Скорость отрыва, км/ч | ||||
| Длина ВПП, м | ||||
| Нормальная (расчётная) взлётная масса, кг | ||||
| Масса целевой нагрузки, кг | ||||
| Масса служебной нагрузки, кг | ||||
| Относительная масса топлива во внутренних баках | 0,320 | 0,26 | 0.245 | |
| Стартовая удельная нагрузка на крыло, Н/м2 | 4226.22 | |||
| Стартовая тяговооружённость с-та | 0,363 | 0,643 | 0.616 | |
| Количество и тип двигателей | 2xТРДД TF-34-GE-100 | 2xТРД Р-95Ш | 2xТРД Р-195 | |
| Стартовая тяга, Н | ||||
| Стартовый удельный расход топлива, кг/(Н*ч), | 0,041 | 0,086 | 0,089 | |
| Крейсерский удельный расход топлива, кг/(Н*ч) | - | - | 0,13 | |
Основные статистические и исходные данные
Таблица 1.3.
| 1) массовые относительные: | |||
| - относительная масса конструкции | 0,27 | ||
| - относительная масса силовой установки | 0,16 | ||
| - относительная масса оборудования и управления | 0,14 | ||
| - относительная масса топлива | 0,26 | ||
| 2) геометрические: | |||
| удлинение: | |||
| - крыла | 6.4 | ||
| - оперения горизонтального | 2,4 | ||
| - оперения вертикального | |||
| относительная толщина профиля: | |||
| - крыла | 0,12 | ||
| - оперения горизонтального | 0,114 | ||
| - оперения вертикального | 0,114 | ||
| сужение: | |||
| - крыла | 3,5 | ||
| - оперения горизонтального | 2,8 | ||
| - оперения вертикального | 3,5 | ||
| угол стреловидности χ° (по 1/4 хорд), [град.]: | |||
| - крыла | |||
| - оперения горизонтального | |||
| - оперения вертикального | |||
| угол поперечного "V", [град.]: | |||
| - крыла | -2,5 | ||
| - оперения горизонтального | |||
| - оперения вертикального (между килями) | |||
| угол установки, [град.]: | |||
| - крыла | |||
| - оперения горизонтального | -7,56 | ||
| относительная площадь оперения: | |||
| - горизонтального | 0,24 | ||
| - вертикального | 0,2 | ||
| относительное плечо оперения: | |||
| - горизонтального | 2,2 | ||
| - вертикального | 0,3 | ||
| коэффициент статического момента оперения: | |||
| - горизонтального | 0,672 | ||
| - вертикального | 0,074 | ||
| диаметр фюзеляжа: | 2,1 | ||
| удлинение фюзеляжа: | |||
| удлинение носовой части фюзеляжа | |||
| удлинение хвостовой части фюзеляжа | 3,5 | ||
| - диаметр гондол двигателей | 0,678 | ||
| -удлинение гондол двигателей | 4,25 | ||
| 3) аэродинамические: | |||
| коэффициент подъёмной силы: | |||
| - максимальный | 1,95 | ||
| - полетный | 1,41 | ||
| - при отрыве самолёта | 1,95 | ||
| - на посадке | 1,95 | ||
| -при минимальном сопротивление | 0,15 | ||
| минимальные коэффициенты сопротивления | |||
| - при М<0.4 | 0,025 | ||
| - при Мmax | 0,043 | ||
| - в ВПК | 0,14 | ||
| коэффициент трения колес | |||
| - при разбеге | 0,04 | ||
| - при торможение | 0,3 | ||
| качество: | |||
| - максимальное | |||
| - при отрыве | |||
| - в крейсерском полете | |||
| - при посадке | |||
| степень продольной статической устойчивости самолёта: | -0,1 | ||
| 4) по ограничениям самолёта: | |||
| - максимальный скоростной напор | 36478,13 | ||
| - максимальное число Маха | 0,82 | ||
| - максимальная эксплуатационная нормальная перегрузка | 6,5 | ||
| 5) конструктивные: | |||
| - крыло – кессонное КСС с двумя лонжеронами; | |||
| - фюзеляж – полумонокок; | |||
| - расчётное покрытие ВПП - бетон, и давление в пневматиках колёс, атм. |
