Расчёт лётно-технических характеристик самолёта Ан-124 - ABCD42.RU

Расчёт лётно-технических характеристик самолёта Ан-124

148041 (Расчёт лётно-технических характеристик самолёта Ан-124)

Описание файла

Документ из архива «Расчёт лётно-технических характеристик самолёта Ан-124», который расположен в категории «контрольные работы». Всё это находится в предмете «транспорт» из раздела «Студенческие работы», которые можно найти в файловом архиве Студент. Не смотря на прямую связь этого архива с Студент, его также можно найти и в других разделах. Архив можно найти в разделе «контрольные работы и аттестации», в предмете «транспорт» в общих файлах.

Онлайн просмотр документа «148041»

Текст из документа «148041»

Министерство образования и науки Российской Федерации

Государственное образовательное учреждение высшего профессионального учреждения

«Комсомольский-на-Амуре государственный технический университет»

Факультет Авиа — и кораблестроение

Кафедра Технология самолетостроения

по дисциплине «Динамика полёта»

Расчёт лётно-технических характеристик самолёта Ан-124

Студент группы 3ТС4ка-1 Ю.В.Евдокимова

Руководитель курсовой работы Г.А.Колыхалов

1. Аэродинамический расчет самолета

1.1 Расчет потребных тяг

1.2 Расчет располагаемых тяг

1.3 Определение летно-технических характеристик самолета

1.3.1 Минимальная теоретическая скорость установившегося горизонтального полета Vmin теор

1.3.2 Наивыгоднейшая скорость горизонтального установившегося полета Vнвнв)

1.3.3 Крейсерская скорость горизонтального установившегося полета Vкркр)

1.3.4 Максимальная скорость горизонтального установившегося полета Vmaxmax)

1.3.5 Вертикальная скорость самолета. Наивыгоднейшая скорость набора высоты. Время подъема

2. Расчет характеристик устойчивости и управляемости самолета

2.1 Определение средней аэродинамической хорды крыла (САХ)

2.2 Определение положения аэродинамического фокуса самолета

2.3 Расчет балансировочной кривой

Список использованных источников

Динамика полета — это наука о законах движения летательных аппаратов под действием аэродинамических, гравитационных и реактивных сил.

Она представляет собой сочетание в основном трех классических дисциплин: механики твердого тела, механики жидкости и газа и математики.

Среди широкого круга задач динамики полета большое практическое значение имеют задачи, связанные с изучением установившегося прямолинейного движения самолета. Решение их позволяет определить летные характеристики самолета, характеризуемые диапазонами возможных скоростей и высот, скороподъемностью, дальностью, продолжительностью полета и т. д.

При определении летно-технических характеристик самолета пользуются уравнением сил в проекции на оси траекторией системы координат, рассматривая при этом самолет как материальную точку переменной массы. А при расчетах устойчивости и управляемости самолета его рассматривают как твердое тело.

Исходными данными для выполнения курсовой работы являются результаты курсовой работы по Аэродинамике «Расчёт аэродинамических характеристик самолёта Ан-124», его геометрические параметры, аэродинамические характеристики и крейсерские поляры.

Курсовая работа содержит расчеты, графики и рисунки, пояснения и обоснования расчета летно-технических характеристик, характеристик продольной устойчивости и управляемости самолета.

1. Аэродинамический расчет самолета

В задачу аэродинамического расчета входит определение, в зависимости от действующих на самолет внешних сил, кинематических параметров установившегося движения центра масс самолета, т.е. его летно-технических характеристик (ЛТХ). К ЛТХ относится максимальная скорость горизонтального установившегося полета на разных высотах, предельно возможная высота горизонтального полета, время подъема самолета на различные высоты (если движение при подъеме принимать как установившееся), дальность полета самолета и т.д.

Рассмотрим уравнения движения прямолинейного установившегося полета при наборе высоты без крена и скольжения (вертикальная плоскость)

P cos (α + φ) = X + m g sin θ ;

Y + P sin (α + φ) = m g sin θ, (1.1)

где α — угол между продольной осью Ох самолета и проекцией скорости V на плоскость симметрии самолета;

φ — угол между силой тяги двигателя Р и средней хордой крыла;

θ — угол наклона траектории образован направлением скорости V и местной горизонтальной плоскостью.

Так как в условиях решаемой задачи угол наклона траектории невелик (θ 2

Расчёт лётно-технических характеристик самолёта Ан-124

Здесь kF = — 1,6 — коэффициент, находится в зависимости от удлинения фюзеляжа лФ и отношения хФ/lФ (хФ — координата центра тяжести самолета относительно носка фюзеляжа определяется из расчета, что положение центра тяжести относительно САХ известно; SФ — площадь проекции фюзеляжа в плане можно приближенно определить по формуле = 473,2; — производная су по б для соответствующего режима полета… Читать ещё >

  • Выдержка
  • Похожие работы
  • Помощь в написании

Расчёт лётно-технических характеристик самолёта Ан-124 ( реферат , курсовая , диплом , контрольная )

Министерство образования и науки Российской Федерации Государственное образовательное учреждение высшего профессионального учреждения

«Комсомольский-на-Амуре государственный технический университет»

Факультет Авиа — и кораблестроение Кафедра Технология самолетостроения КОНТРОЛЬНАЯ РАБОТА по дисциплине «Динамика полёта»

Расчёт лётно-технических характеристик самолёта Ан-124

Студент группы 3ТС4ка-1 Ю. В. Евдокимова Руководитель курсовой работы Г. А.Колыхалов

Число мест пассажиров

Взлётная мощность одного двигателя

Длина посадочной дорожки

Геометрическая высота Н, м

Атмосферное давление Рн, Н/м

Плотность сн, кг/м 3

Скорость звука ан, м/с

1.1 Расчет потребных тяг

Для горизонтального установившегося полета без крена и скольжения при условий, что угол б + ц мал, имеем следующую систему уравнений

Из первого уравнения, являющегося условием постоянства скорости, следует, что в горизонтальном установившемся полете тяга равна лобовому сопротивлению и называется потребной тягой Рn = X. Второе уравнение системы (1.5) — условие постоянства высоты полета.

Итак, потребная тяга определяется силой лобового сопротивления для установившегося горизонтального полета на высоте Н и может быть вычислена по формулам

где сх — коэффициент аэродинамического сопротивления, берется с графика крейсерских поляр, полученных в РГЗ по аэродинамике для соответствующего числа М и режима полета, определяемого значением су. Последнее определяется по формуле (1.7) и зависит от полетной массы самолета, скорости М и высоты полета Н через плотность воздуха сН и скорость звука аН.

Все расчеты сводим в таблицу.

Таблица 3 — Расчет потребных тяг

М

0,3

0,4

0,6

0,7

0,75

0,8

0,85

0,9

0,95

Графики зависимости потребных тяг от числа М приведены в приложении А.

1.2 Расчет располагаемых тяг

Тяга газотурбинного двигателя изменяется по высоте полета и скорости в зависимости от режима его работы и степени форсирования. Необходимо так же учесть уменьшение тяги за счет потерь скоростного напора в воздухозаборнике двигателя. Эти потери зависят от типа воздухозаборника (лобовой, боковой, длинный, короткий и др.), а на сверхзвуковых скоростях от чисел М и количества скачков уплотнения на входе. С учетом этих замечаний располагаемую тягу двигателей, установленных на самолете и работающих на расчетных высоте и скорости, можно представить так:

Исходные данные для расчета:

· паспортная тяга всех двигателей Р = 93 800;

· степень двухконтурности двигателей m = 8,0 ;

· температура в форсажной камере Тф = 2000 К;

· коэффициент, учитывающий уменьшение тяги двигателей вследствие потерь скоростного напора во входных устройствах оВ3 = 0,97;

· коэффициент, учитывающий изменение тяги двигателей в зависимости от режима его работы (от степени дросселирования) оДР = 0,72.

Коэффициент, учитывающий изменение тяги по скорости полета М и степени двухконтурности двигателей m:

Коэффициент, учитывающий изменение тяги двигателей по высоте полета:

где Р, РН — атмосферное давление у земли и расчетной высоте;

Т, ТН — температура воздуха у земли и на расчетной высоте.

Читайте также  Хронический сап лошадей

Коэффициент, учитывающий увеличение тяги двигателя вследствие его форсирования:

располагаема тяга двигателей:

Все расчеты сведем в таблицу.

Таблица 4 — Расчет располагаемых тяг

М

0,3

0,4

0,6

0,7

0,75

0,8

0,85

0,9

0,95

Графики располагаемых тяг приведены в приложении А.

1.3 Определение летно-технических характеристик самолета

Используя построенные зависимости потребных и располагаемых тяг для горизонтального установившегося полета определяем ЛТХ самолета для каждой высоты полета.

1.3.1 Минимальная теоретическая скорость установившегося горизонтального полета Vmin теор

где СУ max = — коэффициент подъемной силы, соответствующий критическому углу атаки.

Таким образом, эта скорость, при которой подъёмная сила ещё может уравновесить силу веса самолета на заданной высоте Нi. Практически на Vmin теор летать нельзя, так как любая ошибка в пилотировании или вертикальный порыв ветра, увеличивающий угол атаки, могут привести к сваливанию из-за резкого уменьшения су на закритических углах атаки.

Вычисляем для каждой высоты полета Мmin и Vmin, полученные значения Мmin и Vmin сведем в таблицу.

Таблица 5 — Минимальная скорость полета

1.3.2 Наивыгоднейшая скорость горизонтального установившегося полета Vнвнв)

Наивыгоднейшая скорость полета реализуется при Кmax

Рn min = m· g/Кmax. В свою очередь Кmax реализуется при полете с су = су нВ Наивыгоднейшую скорость полета определяем по графикам кривых потребных тяг (см. приложение А). Данные сводим в таблицу.

Таблица 6 — Наивыгоднейшая скорость полета

1.3.3 Крейсерская скорость горизонтального установившегося полета Vкркр)

Эта характерная точка получается проведением прямой из начала координат касательной к кривой Рn. Точка касания соответствует крейсерской скорости установившегося горизонтального полёта Vкр.

Таблица 7 — Крейсерская скорость полета

1.3.4 Максимальная скорость горизонтального установившегося полета Vmaxmax)

Точки пересечения кривых потребной и располагаемой тяг будут соответствовать режиму максимальной скорости (см. приложение А) (16, https://referat.bookap.info).

Таблица 8 — Максимальная скорость полета

1.3.5 Вертикальная скорость самолета. Наивыгоднейшая скорость набора высоты. Время подъема

Между кривой, потребной для горизонтального полета тяги, и кривой располагаемой тяги находится область возможных режимов установившегося набора высоты (см. приложение А). Вертикальная составляющая скорость Vу связана со скоростью по траектории V соотношением:

Для каждой из высот полета построим графики зависимостей Vу от М. Все вычисления сведем в таблицу 9.

Графики кривых скороподъемности приведены в приложении Б.

Время набора высоты определяем графо-аналитическим путем. Для этого в диапазоне высот 0 т. е. б — производная угла скоса потока у ГО по углу атаки крыла достигает значений 0,4 — 0,6 и рассчитывается по эмпирической формуле

Здесь чз — коэффициент, учитывающий сужение крыла зВ, определяется из выражения; чх, чу — коэффициенты, учитывающие изменение скоса потока при удалении ГО от крыла, определяются в зависимости от безразмерных (в долях полуразмаха) величин; по формулам

Здесь уГО — вертикальная координата ГО относительно линии, проходящей через САХ крыла; б — угол атаки крыла, соответствующий крейсерскому режиму полета б = бкр. = — 3,9

2.3 Расчет балансировочной кривой

Балансировочные кривые относятся к статическим характеристикам устойчивости и управляемости. Для расчета балансировочной кривой угла отклонения руля высоты в функции скорости (или числа М) используется упрощенное соотношение:

где nP — коэффициент эффективности руля высоты:; SВ = 6 — площадь руля высоты.

Список использованных источников

1 Мхитарян А. М. Аэродинамика . — М.: Машиностроение, 1976. — 448 с.

2 Шульженко М. Н. Конструкция самолетов. — М.: Машиностроение, 1971. — 416 с.

3 Расчет аэродинамических характеристик самолета: Учебно-методические указания по курсу «Аэродинамика» / Сост. В. В. Фролов . — Комсомольск-на-Амуре: ГОУВПО «КнАГТУ», 2004. — 39 с.

Расчет лётно – технических характеристик транспортного ВС

Автор работы: Пользователь скрыл имя, 06 Февраля 2014 в 22:29, курсовая работа

Краткое описание

Таким образом, можно сделать вывод, что некоторые расчетные данные с определенными погрешностями схожи с реальными данными, взятыми из руководства. Но при этом при данной взлетной массе исходя из кривых Жуковского, практический потолок равен 4000 м., что значительно меньше заявленного в 11600 м. Еще необходимо отметить, что вираж с перегрузкой 2,2 ед., указанной в задании невозможен из-за нехватки тяги двигателей.

Содержание

1. Исходные данные для расчетов 3
1.1. Общий вид самолета АН-124 4
2. Расчёт лётно – технических характеристик ВС при всех работающих двигателях. 5
2.1 Построение полетных поляр 5
2.2 Построение кривых потребных и располагаемых тяг 6
2.3. Влияние изменения массы на лётные характеристики 10
2.4 Определение диапазона горизонтальных скоростей полёта 12
2.5 Определение вертикальной скорости набора высоты 13
2.6 Расчет характеристик взлета в стандартных условиях 14
2.7 Определение посадочных характеристик в стандартных условиях 16
3. Расчет характеристик самолета при выполнении установившегося виража 18
4. Результаты расчетов. Выводы. 19
Список использованной литературы. 21

Вложенные файлы: 1 файл

КУРСАЧ ЮРЕЦ ан-124.docx

МИНИСТЕРСТВО ТРАНСПОРТА РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ

ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ

«УЛЬЯНОВСКОЕ ВЫСШЕЕ АВИАЦИОННОЕ УЧИЛИЩЕ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ (ИНСТИТУТ)»

КАФЕДРА ЛЭ и БП

по учебной дисциплине «Аэродинамика и динамика полета

магистральных воздушных судов»

«Расчет лётно – технических характеристик транспортного ВС»

Выполнил: курсант группы П-10-7

Вариант № 5 (тип ВС-Ан-124), код 2/2

Руководитель: Мирошин А.Н.

Ульяновск 2013 г.

1. Исходные данные для расчетов 3

1.1. Общий вид самолета АН-124 4

2. Расчёт лётно – технических характеристик ВС при всех работающих двигателях. 5

2.1 Построение полетных поляр 5

2.2 Построение кривых потребных и располагаемых тяг 6

2.3. Влияние изменения массы на лётные характеристики 10

2.4 Определение диапазона горизонтальных скоростей полёта 12

2.5 Определение вертикальной скорости набора высоты 13

2.6 Расчет характеристик взлета в стандартных условиях 14

2.7 Определение посадочных характеристик в стандартных условиях 16

3. Расчет характеристик самолета при выполнении установившегося виража 18

4. Результаты расчетов. Выводы. 19

Список использованной литературы. . . 21

Исходные данные для расчетов

Для расчета летно-технических характеристик самолета задаются поляры самолета в соответствии с заданием и соответствующий рисунок (исходные данные самолета) заданного варианта.

Зависимость коэффициента подъёмной силы от угла атаки

Зависимость коэффициента от коэффициента и числа М

Основные параметры самолёта и двигателя

Расчетные высоты: 0,2,4, 8 км

Максимально допустимая эксплуатационная перегрузка

1.1. Общий вид самолета АН-124

2. Расчёт лётно – технических характеристик ВС при всех работающих двигателях.

2.1 Построение полетных поляр

Совершая горизонтальный полет с различными скоростями (число М от 0,4 до 0,9) и на одной и той же высоте, самолет как бы переходит с одной поляры на другую, это и является полетными полярами самолета.

Из условия равновесия подъемной силы Ya силы тяжести (веса) G (G=mg) в горизонтальном полете:

где на высоте и при неизменном весе самолёта есть величина постоянная. Все расчеты проводятся в системе СИ.

Из приведенной формулы следует, что в установившемся горизонтальном полете каждому числу М соответствует определенный коэффициент подъемной силы Суа.Зная высоту полета H, для числа М каждой имеющейся поляры найдем соответствующее значение коэффициента Суа. Соединяя точки на всех полярах, соответствующих М и Суа, получим полетную поляру для заданной расчетной высоты. Таким же образом строятся полетные поляры для других высот.

Читайте также  Рецепты блюд из дикой птицы

Значение Суа для различных высот и чисел М полета при расчете и построении полётных поляр самолета.

2.2 Построение кривых потребных и располагаемых тяг

Построение данных кривых является основой аэродинамического расчета, так как с помощью этих кривых определяются основные летные характеристики самолета.

Для самолета с турбореактивными двигателями (ТРД) необходимо использовать кривые тяг, для самолетов с винтомоторной установкой (ТВД) — кривые мощностей. Расчет и построение потребных тяг Рп производится по формуле:

где — аэродинамическое качество самолета.

Сначала строятся кривые потребных и располагаемых тяг для высоты Н= 0.

Находим и наносим наиболее характерные скорости полета самолета. При этом величина изменяется от до cv, соответствующей максимальной скорости Vmax, за которую принимаем 900км/ч (250 м/с).

Каждому значению соответствует определенная скорость горизонтального полета на высоте и определенное значение , снимаемое с полетной поляры.

В качестве одного из расчетных значений Cyа берём определив его по поляре и зависимости

Располагаемые тяги для самолетов с ТРД определяем с помощью типовых характеристик для каждого типа самолета.

Порядок расчета потребных тяг

1.Задаёмся рядом скоростей от Vсв зависящих от , до 900 км/ч.

2. По формуле вычисляем значения, потребные для горизонтального полёта на заданной скорости.

3. На поляре горизонтального полёта (H = 0) находим значение коэффициента для каждого потребного .

4. По значениям и вычисляем

5. Вычисляем тягу, потребную для горизонтального полёта на заданной скорости. По полётной поляре определяем угол атаки самолёта.

Ан-124-100 «Руслан»
тяжелый транспортный самолет

На базе военно-транспортного самолета Ан-124 «Руслан» для коммерческих грузовых перевозок был создан самолет Ан-124-100. 16 июня 1991 года состоялся первый полет серийного Ан-124-100 «Руслан», выпущенного ОАО «Авиастар» и в 1992 самолет был сертифицирован.
По дальности полета, максимальной грузоподъемности и габаритам грузовой кабины самолет не имеет аналогов в мире. Максимальная нагрузка Ан-124-100 — 120 т. Но в отдельных случаях допускаются полеты с коммерческой нагрузкой до 150 тонн и максимальным весом 405 тонн. Решение о выполнении таких полетов принимается по результатам анализа характеристик аэродромов, взлета и посадки, запасных аэродромов, а также метеоусловий вдоль трассы полета. Самолеты семейства Ан-124, интенсивно выполняя перевозки тяжелых и уникальных грузов по всему миру, изменили философию проектирования различных промышленных установок, электростанций, производственных модулей, буровых вышек, авиационной техники и других видов транспорта.
В настоящее время Ан-124-100 эксплуатируются 6-ю авиакомпаниями России и Украины.
После пятилетнего перерыва возобновлено производство Ан-124 на ЗАО «Авиастар» (Ульяновск). Авиакомпания «Волга-Днепр», являющаяся лидером на рынке перевозок уникальных и крупногабаритных грузов самолетами Ан-124-100 «Руслан», в 1999 г. заключила договор на достройку «Руслана». После сдачи самолета в эксплуатацию 3 августа 2000 г., парк Ан-124-100 авиакомпании «Волга-Днепр» увеличился до 10 самолетов, 8 из которых построены непосредственно по заказу «Волга-Днепр» на заводе «Авиастар» в Ульяновске в период с 1991 по 2000 год.
Стоимость самолета оценивается приблизительно в $70 млн. В настоящее время в стапельной сборке находится еще 2 самолета АН-124 «Руслан», которые также могут быть реализованы авиакомпании «Волга-Днепр».
На самолетах авиакомпании «Волга-Днепр» в 2000 г. модернизирована авионика. Осуществлена установка новой радиостанции УКВ-диапазона «Орлан» с сеткой частот 8,33 кГц, оборудования по предупреждению столкновения самолетов в воздухе (система TCAS-2000) производства американской компании «Ханиуэлл» (Honeywell Inc.), оборудования для полетов в системе «треков» (система RVSM), заключение по зональной навигации с точностью определения местоположения воздушного судна да 5 миль (система BRNAV-5). Грузоподъемность бортовых погрузочных кранов повышена до 30 т и ведутся работы по увеличению ее до 40 т. Существенным преимуществом крана является его съемность — оставляя кран на складе в аэропорту, эксплуатант увеличивает полезную нагрузку самолета.
В конце 2000 г. Ан-124, принадлежавший обанкротившийся авиакомпании «Аякс» и арестованный в 1997 г. за долги, продан с аукциона в голландском городе Фехел. Новым владельцем машины, построенной 6 лет назад и налетавшей всего 1500 часов, стала британская компания «Эр Фойл», заплатившая за нее $6 млн. Она должна также уплатить около $800 тыс. маастрихтскому аэропорту за стоянку самолета в течение трех лет. Кроме того, простоявший длительное время Ан-124 нуждается в основательном ремонте, который обойдется еще в несколько миллионов долларов. По оценкам голландцев, стоимость нового самолета такого типа — около $40 млн.
АНТК им.Антонова совместно с АО «Авиастар» создана модификация самолета Ан-124-100М, на котором применяется более совершенное отечественное (СНГ) оборудование и оборудование фирм Collins и Litton, что позволяет уменьшить число членов экипажа с 6-ти до 4-х человек, повысить безопасность полетов и точность навигации. Гондолы двигателей оборудованы звукопоглощающими элементами, обеспечивающими соответствие требованиям главы 3 приложения 16 стандартов ИКАО по уровню шума на местности.
На самолете дополнительно установлены:

  • система предупреждения столкновений самолетов в воздухе TCAS-II и система коммерческой спутниковой связи SAT-906 фирмы Collins;
  • система спутниковой навигации LTN-2001 и инерциальная навигационная система на кольцевых лазерных гироскопах LTN-101 фирмы Litton.
Описание
Разработчик ОКБ им. О.К.Антонова
Обозначение Ан-124-100М «Руслан»
Кодовое обозначение NATO Condor (Кондор)
Тип тяжелый военно-транспортный самолет
Первый полет 21 декабря 1982 г.
Принят на вооружение январь 1987
Экипаж, чел 7 (6)
Максимальное число мест, чел 88
Геометрические и массовые характеристики
Длина самолета, м 69,1
Размах крыла, м 73,3
Площадь крыла, м 2 628,5
Стреловидность крыла по передней кромке 35-32°
Высота, м 21,08
Габариты грузовой кабины, м 4.4 x 6.4 x 36.5
Длина грузовой кабины с рампами, м 43,7
Объем салона, м 3 1027,8
Масса взлетная максимальная, кг 392000 (405)
Масса пустого снаряженного, кг 172000
Максимальная коммерческая нагрузка, кг 120000 (150000)
Запас топлива, л 230000
Топливная эффективность, г/т км 145
Силовая установка
Число двигателей 4
Тип двигателя ТРДД Д-18Т
Мощность двигателя, кгс (кН) 4х 23400 (229,75)
Летные данные
Скорость полета, км/ч крейсерская 750-850
максимальная 865
Крейсерская высота полета, м 9100-11100
Потолок, м 12100
Дальность полета, км максимальная 15700
с грузом 40 т 12000
с грузом 120 т 4800
Длина разбега при взлетной массе, м нормальной 2520
максимальной 3000
Длина пробега при максимальной посадочной массе, м 900
Потребная длина ВПП, м. 3000


Источники информации:

  1. «Самолеты спецназначения» / В.Н.Шунков, 1998 /
  2. Ан-124 Руслан / Русская сила /
  3. Военно-транспортный самолет Ан-124 «РУСЛАН» / НИИЭАП /
  4. Ан-124 «Руслан» / Русские крылья /
  5. Ан-124-100М / AVIA.RU /
  6. Antonov An-124 (Антонов Ан-124) / Авиация от A до Z /
  7. Авиакомпания «Волга-Днепр»
  8. АО «Ульяновский авиационный промышленный комплекс «Авиастар»

Copyright © 1998-2021 =SB=
© Все права на фотографии и информацию принадлежат их авторам.
© All rights on the images and information reserved to their authors.

Самолёт Ан-124 «Руслан»: описание и ТТХ

Самолёт Ан-124 «Руслан»

АН-124 Руслан (по классификации НАТО Condor) разработан в АНТК, в Киеве, Украина. Он производился государственным авиационным заводом Авиант в городе Киев, и заводом Авиастар, Ульяновск, Россия.

Руслан предназначен для доставки и десантирования тяжелых и крупногабаритных грузов на дальние расстояния, в том числе машин, оборудования и личного состава войск. Разработка Ан-124 началось в 1979 году. Свой первый полет Ан-124 совершил в декабре 1982 года, принят в эксплуатацию в январе 1986 года.
Самолет был впервые представлен на Парижском авиасалоне в 1985 году. Он получил гражданский сертификат в 1992 году. Согласно реестру самолетов Ан, на 2013 год построено 55 единиц данного самолета.
В Российской армии по различным данным эксплуатируется 25 самолетов Ан-124.

Читайте также  Пропарочная камера ямного типа

Кампания «Волга-Днепр” (Россия) имеет десять самолетов Ан-124. Компания «Полет” (Россия) эксплуатируется восемь Ан-124.

В 2004 году на государственном авиационном заводе Авиант в Киеве собран Ан-124-100 из частей, имевшихся на складе, он был продан в Объединенные Арабские Эмираты в 2004 году.

В сентябре 2004 года правительство России и Украины объявило, что серийное производство Ан-124 будет запущено вновь.
Согласно ранее озвученным заявлениям должно быть выпущено 80 самолетов Ан-124-100М Авиастаром и Авиантом в период между 2007 и 2020 годами.

Ан-124 оснащен относительно толстым (12%) стреловидными сверхкритичным крылом, которое дает высокую аэродинамическую эффективность и, следовательно, большую дальность полета.

Шасси и погрузочное оборудование обеспечивает самодостаточную эксплуатацию самолета на бетонных и грунтовых взлетно-посадочных полосах.

Бортовое погрузочно-разгрузочное оборудование позволяет загружать и выгружать самолет без помощи наземных средств.

Два грузовых люка (спереди и сзади) являются отличительной конструктивной особенностью самолета. Носовая часть фюзеляжа откидывается вверх, чтобы открыть передний грузовой люк, имеется грузовой люк в хвостовой части фюзеляжа.

Комплекс бортового оборудования обеспечивает возможность выполнять полеты днем и ночью, по правилам визуальных полетов и правилам полетов по приборам (ПВП и ППП), согласно погодных условий.
На борту самолета функционируют 34 компьютера, объединенных в четыре основные системы: навигации, автоматического пилотирования, дистанционного управления и контроля.

Интегрированный пилотажно-прицельно-навигационная система включает в себя:
автономные системы навигации, систему определения высоты и скорости, систему боевого управления полетами, систему ближней радионавигации и систему посадки, система глобального позиционирования, автоматический радиокомпас, радар наземного наблюдения, а так же другое оборудование. Кроме того установлена система предупреждения опасного сближения (TCAS 2000), предупреждения о сближении с землей и система спутниковой связи.

Он может эксплуатироваться при температуре 60 ° C ниже нуля, и 45 ° С выше нуля.
В настоящее время он используется для перевозки коммерческих грузов по всему миру, в Российской армии, а так же в интересах НАТО по соответствующим соглашениям.
В июле и августе 2013 года появилась информация о том, что самолет начал производится на заводе в Ульяновске.
Согласно Государственной программе вооружений России, первые самолеты Ан-124 (глубоко модернизированные) должны быть переданы заказчику уже в 2016 году, а до 2020 года их будет поставлено не менее 10. Но данных о том, что они заложены в производство на октябрь 2013 нет.

Описание
Разработчик ОКБ им. О.К.Антонова
Обозначение Ан-124 «Руслан»
Кодовое обозначение NATO Condor (Кондор)
Тип тяжелый военно-транспортный самолет
Первый полет 21 декабря 1982 г.
Принят на вооружение январь 1987 г.
Экипаж, чел 6 (7)
Максимальное число мест, чел 88
Геометрические и массовые характеристики
Длина самолета, м 69,1
Размах крыла, м 73,3
Площадь крыла, м 2 628,5
Стреловидность крыла по передней кромке 35-32°
Высота, м 21,08
Габариты грузовой кабины, м 4.4 x 6.4 x 36.5
Длина грузовой кабины с рампами, м 43,7
Объем салона, м 3 1027,8
Масса взлетная максимальная, кг 392000 (405)
Максимальная снаряженного, кг 325 000
Масса пустого самолета, кг 180000
Максимальная коммерческая нагрузка, кг 150000
Запас топлива, л 230000
Силовая установка
Число двигателей 4
Тип двигателя ТРДД Д-18Т
Мощность двигателя, кгс (кН) 4х 23400 (229,75)
Летные данные
Скорость полета, км/ч крейсерская 800
максимальная 865
Крейсерская высота полета, м 10000
Потолок, м 12100
Дальность полета, км максимальная 16090
с грузом 120 т 5000
Длина разбега при взлетной массе, м нормальной 2520
максимальной 3000
Длина пробега при максимальной посадочной массе, м 900
Потребная длина ВПП, м. 3000

Понравилась статья? Поделиться с друзьями:
Добавить комментарий

;-) :| :x :twisted: :smile: :shock: :sad: :roll: :razz: :oops: :o :mrgreen: :lol: :idea: :grin: :evil: :cry: :cool: :arrow: :???: :?: :!: