close

Вход

Забыли?

вход по аккаунту

?

НИР (8)

код для вставкиСкачать

8.НАУЧНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ РАЗДЕЛ.
ОБОСНОВАНИЕ СХЕМЫ САМОЛЁТА.
8.1. Обоснование аэродинамической схемы самолёта.
Современный самолёт представляет собой сложную техническую систему, элементы которой, каждый в отдельности и все в совокупности, должны иметь максимальную надёжность. Самолёт в целом должен отвечать заданным требованиям и обладать высокой эффективностью при соответствующем техническом уровне.
При разработке проектов самолётов нового поколения, которые войдут в эксплуатацию в начале 2000-х годов, большое значение придаётся достижению высокой технико-экономической эффективности. Эти самолёты должны не только обладать хорошими её показателями на момент выхода в эксплуатацию, но и располагать потенциальной возможностью модификации для систематического повышения эффективности на протяжении всего периода серийного производства. Это необходимо для того, чтобы с минимальными затратами обеспечить реализацию новых требований и достижений технического прогресса.
При рассмотрении схемы пассажирского самолёта местных авиалиний целесообразно изучить все ранее созданные в этом классе самолёты.
Развитие пассажирской авиации активно началось после Второй Мировой войны. С тех пор схема самолётов этого класса, постепенно претерпевая изменения пришла к наиболее оптимальной на сегодняшний день. В большинстве случаев это самолет, выполненный по нормальной аэродинамической схеме, моноплан. Двигатели обычно расположены под крылом (ТВД), под крылом на пилонах или на крыле (ТРД). Хвостовое оперение выполнено скорее по Т-образной схеме, иногда по нормальной. Сечение фюзеляжа состоит из дуг окружностей. Шасси выполнено по схеме с носовым колесом, основные стойки часто многоколёсные и многоопорные, убирающиеся либо в удлинённые мотогондолы турбовинтовых двигателей (для самолётов весом примерно до 20 тонн), либо в наплывы на фюзеляжа. Типичная компоновка фюзеляжа - кабина пилотов в носовой части, длинная пассажирская кабина.
Отклонение от этой устоявшейся компоновочной схемы может быть вызвано только лишь какими-то особенными требованиями, предъявляемыми к самолёту. В остальных же случаях при разработке пассажирского самолёта конструкторы стараются придерживаться именно этой схемы, поскольку она является практически оптимальной. Ниже приведено обоснование применения данной схемы.
Использование нормальной аэродинамической схемы для самолётов транспортной авиации обусловлено в первую очередь её достоинствами:
-Хорошая продольная и путевая устойчивость. Благодаря этому свойству нормальная схема сильно выигрывает у схем "утка" и "бесхвостка". - С другой стороны данная схема обладает достаточной для неманевренного самолёта управляемостью. Вследствие наличия этих свойств у нормальной аэродинамической схемы, самолёт прост в управлении, что даёт возможность эксплуатации его лётчикам любой квалификации. Тем не менее, нормальной схеме присущи следующие недостатки:
- Большие потери на балансировку, что при прочих равных условиях сильно снижает качество самолёта.
- Полезная массовая отдача у нормальной схемы ниже, поскольку масса конструкции у неё обычно больше (хотя бы потому, что у "бесхвостки" горизонтальное оперение отсутствует вовсе, а у "утки оно создаёт положительную подъёмную силу, работая как крыло и следовательно, разгружая крыло, что даёт возможность уменьшить площадь последнего).
- Влияние скоса потока за крылом на горизонтальное оперение хоть и не столь критично, как влияние ПГО у "утки" но, тем не менее, с этим приходится считаться, разнося крыло и горизонтальное оперение по высоте. Так же следует учесть тот факт, что самолетам, выполненным по схемам "утка" и "бесхвостка" при взлёте и посадке требуются большие углы атаки , что делает конструктивно практически невозможным использование стреловидных крыльев большого и среднего удлинения, так как применение таких крыльев и больших углов атаки связано с очень большой высотой шасси. Из-за этого в схемах "утка" и "бесхвостка" используются только крылья малого удлинения треугольной, готической, оживальной или серповидной формы в плане. Вследствие малого удлинения такие крылья имеют низкое аэродинамическое качество на дозвуковых режимах полёта. Эти соображения определяют целесообразность использования схем "утка" и "бесхвостка" на самолётах, у которых основным режимом полёта является полёт на сверхзвуковой скорости.
Сравнивая все достоинства и недостатки трёх аэродинамических схем, приходим к заключению о целесообразности использования на дозвуковом пассажирском самолёте классической аэродинамической схемы.
8.2. Расположение крыла относительно фюзеляжа.
Для пассажирских самолётов выбор схемы крыла относительно фюзеляжа связан в первую очередь с компоновочными соображениями. Потребность в свободных объёмах внутри фюзеляжа не позволяет использовать схему среднеплана, т. к. с одной стороны нельзя пропустить центроплан крыла сквозь фюзеляж, а с другой стороны использование крыла без центроплана, со стыковкой консолей к силовому кольцевому шпангоуту, невыгодно в весовом отношении. В отличии от среднеплана схемы высокоплан и низкоплан не мешают созданию единой грузовой кабины. При выборе между ними предпочтение отдаётся высокопланной схеме, поскольку проектируемый самолёт будет использоваться на аэродромах разного класса, в том числе и на грунтовых ВПП, где отсутствуют подъездные трапы. Она позволяет максимально уменьшить высоту пола над уровнем земли, что значительно упрощает и облегчает посадку пассажиров и погрузку багажа через входную дверь-трап. С аэродинамической точки зрения высокоплан выгоден тем, что позволяет получать на крыле распределение циркуляции близкой к эллиптической (при условно одинаковой форме крыла в плане) без провала в районе фюзеляжа, как у схем низкоплана и среднеплана. При этом то, что высокоплан обладает сопротивлением интерференции хотя и большим, чем у среднеплана, но меньше чем у низкоплана, позволяет получать высокое качество самолёта, построенного по такой схеме. При низком расположении крыла сопротивление (при скоростях с М<0,7) больше, чем при среднем и высоком расположении. Ниже приведены поляры для трёх схем расположения крыла на фюзеляже, из которых видно, что (при ) у низкоплана больше, чем у среднеплана и высокоплана (Рис. 8.2.1.). Схема высокоплан обладает следующими компоновочными и конструктивными недостатками:
-Шасси невозможно разместить на крыле, либо (на небольших самолётах) основные опоры шасси получаются громоздкими и тяжёлыми. В этом случае шасси размещается, как правило, на фюзеляже, нагружая его большими сосредоточенными силами.
-При аварийной посадке крыло (особенно если на нём установлены двигатели) стремится раздавить фюзеляж и находящуюся в нем пассажирскую кабину. Для устранения этой проблемы приходиться усиливать конструкцию фюзеляжа в районе крыла и значительно утяжелять его.
-При аварийной посадке на воду фюзеляж уходит под поверхность воды, затрудняя тем самым аварийную эвакуацию пассажиров и экипажа.
Рис. 8.2.1.
8.3. Схема оперения.
Для пассажирских самолётов конкурирующими являются две схемы оперения: нормальная и Т-образная.
Мощная спутная струя от воздушного винта неблагоприятно влияет на обычное низко расположенное горизонтальное хвостовое оперение и может ухудшить устойчивость самолета на некоторых режимах полета. Высоко расположенное горизонтальное оперение существенно повышает устойчивость самолета, так как оно выходит за пределы зоны влияния спутной струи. При этом эффективность киля также повышается. Обычный киль эквивалентной геометрии должен иметь площадь на 10% больше. Поскольку высоко расположенное горизонтальное оперение имеет большее горизонтальное плечо из-за скоса киля назад, для создания необходимого продольного момента требуется усилие на ручке, вдвое меньшее, чем при обычном горизонтальном оперении. Кроме того, Т-образное хвостовое оперение обеспечивает более высокий уровень комфорта для пассажиров, так как оно уменьшает вибрацию конструкции от воздействия спутной струи от воздушного винта. Вес обычного и Т-образного оперений примерно одинаков.
Применение Т-образного хвостового оперения увеличивает стоимость самолета менее чем на 5 % за счет увеличения затрат на разработку и производственную оснастку. Однако преимущества этого оперения оправдывают его использование. Среди прочих достоинств Т-образного оперения являются:
- Горизонтальное оперение представляет собой "концевую шайбу" для вертикального оперения, что повышает эффективное удлинение киля. Это позволяет уменьшить площадь вертикального оперения и этим облегчить конструкцию.
- Горизонтальное оперение отводится от зоны воздействия на его конструкцию звуковых волн, которые могут создать опасность усталостного разрушения. Срок службы горизонтального оперения при этом увеличивается.
8.4. Выбор количества двигателей и их размещения.
Необходимое число двигателей для силовой установки самолёта зависит от ряда факторов, обусловленных как назначением самолёта, так и его основными параметрами и лётными характеристиками.
Основными критериями при выборе числа двигателей на самолёте являются:
- Самолёт должен обладать необходимой стартовой тяговооружённостью;
- Самолёт должен обладать достаточной надёжностью и экономичностью;
- Эффективная тяга силовой установки должна быть возможно большей;
- Относительная стоимость двигателей должна быть возможно меньшей;
При формальном подходе обеспечить нужную величину стартовой тяговооружённости проектируемого самолёта можно каким угодно числом двигателей (в зависимости от стартовой тяги одного двигателя). Поэтому при решении данного вопроса необходимо ещё и учитывать специфику назначения самолёта и требования, предъявляемые к его компоновке и силовой установке. Помощь при выборе числа двигателей может оказать изучение самолётов аналогичного класса уже использующихся на авиалиниях.
При развитии пассажирских самолётов местных авиалиний конструкторы пришли со временем к оптимальному количеству числа двигателей на самолётах данного класса - два двигателя. Отказ от использования одного двигателя объясняется тем, что появляются большие сложности с его компоновкой, а также один двигатель не удовлетворяет безопасности полётов. Использование трёх и более двигателей неоправданно утяжелит и усложнит конструкцию, следствием этого явится увеличение стоимости самолёта в целом и снижение его боеготовности.
При выборе места установки двигателей было рассмотрено несколько вариантов их размещения. В результате анализа выбор был остановлен на схеме крепления двигателей под крылом. Достоинствами этой схемы являются:
- Крыло разгружается в полёте двигателями, что позволяет уменьшить его массу на 10... 15%
- При такой схеме компоновки СУ увеличивается критическая скорость флаттера - двигатели являются противофлаттерными балансирами, сдвигая ЦМ сечений крыла вперед.
- Возможно надёжное изолирование крыла от двигателей при помощи противопожарных перегородок.
- Обдув механизации крыла струёй от винтов увеличивает её эффективность.
К недостаткам схемы можно отнести:
- Большие разворачивающие моменты при отказе в полёте одного двигателя.
- Далеко расположенные от земли двигатели тяжелее обслуживать.
На сегодняшний день на неманевренных дозвуковых самолётах нашли применение два типа двигателей - ТВД и ТРДД. Решающее значение при выборе типа двигателя имеет скорость крейсерского полёта. ТВД выгодно использовать на скоростях полёта, соответствующих М = 0,45...0,7 (Рис. 8.4.2.). В этом диапазоне скоростей он гораздо экономичнее ТРДД (удельный расход топлива меньше в 1,5 раза). Использование ТВД на скоростях, соответствующих М = 0,7...0,9 невыгодно, т. к. он имеет недостаточную удельную мощность и повышенный уровень шума и вибраций на самолёте.
Принимая во внимание все вышеперечисленные факты, и исходя из исходных данных на проектируемый самолёт, выбор для СУ делаем в пользу ТВД. Рис. 8.4.2.
8.5. Итоги проведённого анализа. Проведённый выше анализ показывает, что для пассажирского ближнемагистральнолго самолёта применительны две основные схемы (Рис. 8.5.1.).
Схема 1: Низкоплан с низкорасположенным Г.О., двигателями в крыле, и шасси расположенными в мотогондолах. Схема 2: Высокоплан с Т-образным оперением, двигателями под крылом и шасси расположенными в гондолах на фюзеляже.
С точки зрения эксплуатации, аэродинамики и экономики наиболее выгодна вторая схема для данного типа самолёта (Таблица 8.5.1.).
Рис. 8.5.1.
Таблица 8.5.1.
№ПараметрыСхема 1Схема 21По расположению двигателей.При расположении двигателя на крыле лопасти винта находятся близко к поверхности земли, что непозволяет эксплуатацию на грунтовых ВПП.Расположение двигателя под крылом обеспечивает необходимое расстояние лопастей винта относительно поверхности земли.2По расположению двигателей.Для обслуживания двигателя приходится залезать на крыло.Для обслуживания двигателя необходимо пользоваться стремянкой.3По расположению шасси.Из-за большой высоты стойка основной опоры шасси имеет большую массу.Меньшая высота основной стойки шасси позволяет уменьшить её массу.4По расположению пола.Высоко расположенный пол затрудняет посадку и высадку пассажиров без применения подъездных трапов.Низко расположенный пол и дверь-трап упрощают посадку пассажиров и погрузку ручной клади.5По типу оперения.Габаритные размеры оперения затрудняет размещение самолёта в ангарах, но низко расположенное ГО легче в обслуживании.В связи с меньшими габаритами ВО, не вызывает проблем с размещением в ангарах, но Т-образный стабилизатор труднее в обслуживать.
8.6. Статистика раннее созданных самолётов данного класса.
Do-328-100
(Дорнье-Фэрчайлд, Германия-США)
Число и тип двигателей2 ТВД Прайт-Утни
PW119B км/ч.-Взлётная мощность на валу л.с.2 х 2180 км/ч.- км/ч-Размах крыла м.20,98Длина самолёта м.21,28Крейсерские характеристики:Высота самолёта м.7,2Мах V км/ч640Площадь крыла .40Высота м.9500Стреловидность Расход топлива кг/ч.-Колея шасси м.-База шасси м.-Эконом. V км/ч.-Высота м.-Мах количество мест/шаг, мм./ количество кресел в ряду.
32/790/3Расход топлива кг/ч.-Объём грузоотсеков .-Скорость при дальнем крейсирование км/ч. -Высота м.-Мах вес у перрона кг.-Расход топлива кг/ч.-Мах взлётный вес кг.13640Мах посадочный вес кг.13230Дальность без топливных резервов, МСА,Мах вес без топлива кг.8810безветр.):Вес пустого снаряжённого кг.8810При мах коммерческой нагрузке км.1350Мах вес коммерческой нагрузки кг.3450При мах топливной нагрузке км.Запас топлива л. 4270(ком. нагр 1270 кг.)-Взлётная дистанция (мах взлётный вес):Срок ввода в эксплуатацию: Январь 1993 г.МСА, ур. м., м.1065МСА +, ур. м., м.-МСА, Н=1524 м.-МСА, +, Н=1524 м.-Посадочная дистанция (мах посадочный вес):МСА, ур. м., м.1010МСА +, ур. м., м.-МСА, Н=1524 м.-МСА, +, Н=1524 м.-Dash 8-100
(Боинг-Де Хэвилленд, Канада)
Число и тип двигателей2 ТВД Прайт-Утни
PW 121A км/ч.-Взлётная мощность на валу л.с.2 х 2150 км/ч.178 км/ч454Размах крыла м.25,91Длина самолёта м.22,25Крейсерские характеристики:Высота самолёта м.7,62Мах V км/ч566Площадь крыла .54,4Высота м.4572Стреловидность Расход топлива кг/ч.598Колея шасси м.7,87База шасси м.7,95Эконом. V км/ч.-Высота м.-Мах количество мест/шаг, мм./ количество кресел в ряду.
40/790/4Расход топлива кг/ч.-Объём грузоотсеков .8,4Скорость при дальнем крейсирование км/ч. 416Высота м.4572Мах вес у перрона кг.15649Расход топлива кг/ч.443Мах взлётный вес кг.15649Мах посадочный вес кг.14923Дальность без топливных резервов, МСА,Мах вес без топлива кг.14062безветр.):Вес пустого снаряжённого кг.9793При мах коммерческой нагрузке км.1556Мах вес коммерческой нагрузки кг.4200При мах топливной нагрузке км.Запас топлива л. 3169(ком. нагр 3140 кг.)2815Взлётная дистанция (мах взлётный вес):Срок ввода в эксплуатацию: Декабрь 1984 МСА, ур. м., м.884МСА +, ур. м., м.1010МСА, Н=1524 м.1080МСА, +, Н=1524 м.1690Посадочная дистанция (мах посадочный вес):МСА, ур. м., м.908МСА +, ур. м., м.908МСА, Н=1524 м.995МСА, +, Н=1524 м.1135L - 610
(Лет, Чехия)
Число и тип двигателей2 ТВД Джен. Элек.
СТ7-9D км/ч.172Взлётная мощность на валу л.с.2 х 1750 км/ч.177 км/ч500Размах крыла м.25,6Длина самолёта м.21,4Крейсерские характеристики:Высота самолёта м.7,6Мах V км/ч490Площадь крыла .56Высота м.7200Стреловидность Расход топлива кг/ч.545Колея шасси м.4,6База шасси м.6,6Эконом. V км/ч.480Высота м.7200Мах количество мест/шаг, мм./ количество кресел в ряду.
40/750/4Расход топлива кг/ч.530Объём грузоотсеков .-Скорость при дальнем крейсирование км/ч. 408Высота м.7200Мах вес у перрона кг.-Расход топлива кг/ч.430Мах взлётный вес кг.14000Мах посадочный вес кг.13500Дальность без топливных резервов, МСА,Мах вес без топлива кг.12800безветр.):Вес пустого снаряжённого кг.9000При мах коммерческой нагрузке км.980Мах вес коммерческой нагрузки кг.3800При мах топливной нагрузке км.Запас топлива л. 3400(ком. нагр 2350 кг.)2400Взлётная дистанция (мах взлётный вес):Срок ввода в эксплуатацию: 1987 г.МСА, ур. м., м.875МСА +, ур. м., м.1050МСА, Н=1524 м.-МСА, +, Н=1524 м.-Посадочная дистанция (мах посадочный вес):МСА, ур. м., м.880МСА +, ур. м., м.955МСА, Н=1524 м.-МСА, +, Н=1524 м.-СN-235-100
(CASA-IPTN Испания-Индонезия)
Число и тип двигателей2 ТВД Джен. Элек.
СТ7-9С км/ч.174Взлётная мощность на валу л.с.2 х 1750 км/ч.- км/ч444Размах крыла м.25,8Длина самолёта м.21,35Крейсерские характеристики:Высота самолёта м.8,17Мах V км/ч452Площадь крыла .59,1Высота м.4575Стреловидность Расход топлива кг/ч.532Колея шасси м.3,9База шасси м.5,94Эконом. V км/ч.-Высота м.-Мах количество мест/шаг, мм./ количество кресел в ряду.
45/760/4Расход топлива кг/ч.-Объём грузоотсеков .5,94Скорость при дальнем крейсирование км/ч. 382Высота м.5486Мах вес у перрона кг.14450Расход топлива кг/ч.360Мах взлётный вес кг.14400Мах посадочный вес кг.14200Дальность без топливных резервов, МСА,Мах вес без топлива кг.13600безветр.):Вес пустого снаряжённого кг.9400При мах коммерческой нагрузке км.717Мах вес коммерческой нагрузки кг.4200При мах топливной нагрузке км.Запас топлива л. 5267(ком. нагр 1722 кг.)4688Взлётная дистанция (мах взлётный вес):Срок ввода в эксплуатацию: 1987 г.МСА, ур. м., м.1335МСА +, ур. м., м.1525МСА, Н=1524 м.1676МСА, +, Н=1524 м.2134Посадочная дистанция (мах посадочный вес):МСА, ур. м., м.762МСА +, ур. м., м.795МСА, Н=1524 м.838МСА, +, Н=1524 м.875ATR42-300
(Аэроспасьяль-Аэриталия, Франция-Италия)
Число и тип двигателей2 ТВД Прайт-Утни
PW 120 км/ч.198Взлётная мощность на валу л.с.2 х 2000 км/ч.196 км/ч463Размах крыла м.24,57Длина самолёта м.22,7Крейсерские характеристики:Высота самолёта м.7,59Мах V км/ч493Площадь крыла .54,5Высота м.4876Стреловидность Расход топлива кг/ч.568Колея шасси м.4,1База шасси м.8,78Эконом. V км/ч.-Высота м.-Мах количество мест/шаг, мм./ количество кресел в ряду.
50/760/4Расход топлива кг/ч.-Объём грузоотсеков .8,4Скорость при дальнем крейсирование км/ч. 439Высота м.7620Мах вес у перрона кг.16720Расход топлива кг/ч.386Мах взлётный вес кг.16700Мах посадочный вес кг.16400Дальность без топливных резервов, МСА,Мах вес без топлива кг.15200безветр.):Вес пустого снаряжённого кг.10285При мах коммерческой нагрузке км.963Мах вес коммерческой нагрузки кг.4915При мах топливной нагрузке км.Запас топлива л. 5782(ком. нагр 1923 кг.)4634Взлётная дистанция (мах взлётный вес):Срок ввода в эксплуатацию: Ноябрь 1985 г.МСА, ур. м., м.1090МСА +, ур. м., м.1260МСА, Н=1524 м.1340МСА, +, Н=1524 м.1470Посадочная дистанция (мах посадочный вес):МСА, ур. м., м.1030МСА +, ур. м., м.1030МСА, Н=1524 м.1155МСА, +, Н=1524 м.1140Fokker 50
(Фоккер, Голландия)
Число и тип двигателей2 ТВД Прайт-Утни
PW 125В км/ч.176Взлётная мощность на валу л.с.2 х 2500 км/ч.179 км/ч419Размах крыла м.29Длина самолёта м.25,25Крейсерские характеристики:Высота самолёта м.8,32Мах V км/ч522Площадь крыла .70Высота м.4877Стреловидность Расход топлива кг/ч.679Колея шасси м.7,2База шасси м.9,7Эконом. V км/ч.-Высота м.-Мах количество мест/шаг, мм./ количество кресел в ряду.
50/810/4Расход топлива кг/ч.-Объём грузоотсеков .10,3Скорость при дальнем крейсирование км/ч. 448Высота м.7620Мах вес у перрона кг.19100Расход топлива кг/ч.426Мах взлётный вес кг.18990Мах посадочный вес кг.18990Дальность без топливных резервов, МСА,Мах вес без топлива кг.18600безветр.):Вес пустого снаряжённого кг.12633При мах коммерческой нагрузке км.1473Мах вес коммерческой нагрузки кг.6030При мах топливной нагрузке км.Запас топлива л. 5156(ком. нагр 4155 кг.)3458Взлётная дистанция (мах взлётный вес):Срок ввода в эксплуатацию: Лето 1987 г.МСА, ур. м., м.1050МСА +, ур. м., м.1180МСА, Н=1524 м.1290МСА, +, Н=1524 м.1890Посадочная дистанция (мах посадочный вес):МСА, ур. м., м.1090МСА +, ур. м., м.1090МСА, Н=1524 м.1210МСА, +, Н=1524 м.1210Y-7-100
(Ксиан, КНР)
Число и тип двигателей2 ТВД Донган
WJ5A-1G км/ч.212Взлётная мощность на валу л.с.2 х 2850 км/ч.- км/ч518Размах крыла м.29,2Длина самолёта м.23,71Крейсерские характеристики:Высота самолёта м.8,55Мах V км/ч484Площадь крыла .74,98Высота м.4000Стреловидность Расход топлива кг/ч.573Колея шасси м.7,9База шасси м.10,24Эконом. V км/ч.423Высота м.6000Мах количество мест/шаг, мм./ количество кресел в ряду.
52/770/4Расход топлива кг/ч.513Объём грузоотсеков .-Скорость при дальнем крейсирование км/ч. -Высота м.-Мах вес у перрона кг.21950Расход топлива кг/ч.-Мах взлётный вес кг.21800Мах посадочный вес кг.21800Дальность без топливных резервов, МСА,Мах вес без топлива кг.19655безветр.):Вес пустого снаряжённого кг.14952При мах коммерческой нагрузке км.910Мах вес коммерческой нагрузки кг.4700При мах топливной нагрузке км.Запас топлива л. 5106(ком. нагр 2355 кг.)1900Взлётная дистанция (мах взлётный вес):Срок ввода в эксплуатацию: Февраль 1984 г.МСА, ур. м., м.1248МСА +, ур. м., м.1398МСА, Н=1524 м.-МСА, +, Н=1524 м.-Посадочная дистанция (мах посадочный вес):МСА, ур. м., м.620МСА +, ур. м., м.-МСА, Н=1524 м.-МСА, +, Н=1524 м.-Ан-140
(Украина)
Число и тип двигателей2 ТВД ТВ3-117
ВМА-СБ2 км/ч.-Взлётная мощность на валу л.с.2 х 2500 км/ч.- км/ч-Размах крыла м.24,25Длина самолёта м.22,46Крейсерские характеристики:Высота самолёта м.7,98Мах V км/ч575Площадь крыла .51Высота м.7200Стреловидность -Расход топлива кг/ч.-Колея шасси м.-База шасси м.-Эконом. V км/ч.-Высота м.-Мах количество мест/шаг, мм./ количество кресел в ряду.
52/750/4Расход топлива кг/ч.-Объём грузоотсеков .-Скорость при дальнем крейсирование км/ч. -Высота м.-Мах вес у перрона кг.-Расход топлива кг/ч.-Мах взлётный вес кг.19000Мах посадочный вес кг.-Дальность без топливных резервов, МСА,Мах вес без топлива кг.-безветр.):Вес пустого снаряжённого кг.-При мах коммерческой нагрузке км.2100Мах вес коммерческой нагрузки кг.6000При мах топливной нагрузке км.Запас топлива л. -3700Взлётная дистанция (мах взлётный вес):Срок ввода в эксплуатацию: 1999 г.МСА, ур. м., м.1250МСА +, ур. м., м.1370МСА, Н=1524 м.1370МСА, +, Н=1524 м.1400Посадочная дистанция (мах посадочный вес):МСА, ур. м., м.1350МСА +, ур. м., м.-МСА, Н=1524 м.-МСА, +, Н=1524 м.-
Ан-24
(Украина)
Число и тип двигателей2 ТВД Донган
WJ5A-1G км/ч.212Взлётная мощность на валу л.с.2 х 2850 км/ч.- км/ч518Размах крыла м.29,2Длина самолёта м.23,53Крейсерские характеристики:Высота самолёта м.8,32Мах V км/ч475Площадь крыла .74,98Высота м.4000Стреловидность Расход топлива кг/ч.573Колея шасси м.7,9База шасси м.10,24Эконом. V км/ч.423Высота м.6000Мах количество мест/шаг, мм./ количество кресел в ряду.
52/770/4Расход топлива кг/ч.513Объём грузоотсеков .-Скорость при дальнем крейсирование км/ч. -Высота м.-Мах вес у перрона кг.21950Расход топлива кг/ч.-Мах взлётный вес кг.21000Мах посадочный вес кг.21800Дальность без топливных резервов, МСА,Мах вес без топлива кг.19655безветр.):Вес пустого снаряжённого кг.14600При мах коммерческой нагрузке км.990Мах вес коммерческой нагрузки кг.5000При мах топливной нагрузке км.Запас топлива л. 5100(ком. нагр 2355 кг.)1900Взлётная дистанция (мах взлётный вес):Срок ввода в эксплуатацию: 1962 г.МСА, ур. м., м.1248МСА +, ур. м., м.1398МСА, Н=1524 м.-МСА, +, Н=1524 м.-Посадочная дистанция (мах посадочный вес):МСА, ур. м., м.620МСА +, ур. м., м.-МСА, Н=1524 м.-МСА, +, Н=1524 м.-
8
81
Документ
Категория
Рефераты
Просмотров
65
Размер файла
1 564 Кб
Теги
нир
1/--страниц
Пожаловаться на содержимое документа