Wyniki wyszukiwania - BazTech

1

Design Method for Pressurised and Non-Pressurised Tail Cargo Door’s Fairings Compartment in Transport Category Aircraft

Grebenikov Oleksandr, Humennyi Andrii, Loginov Vasyl, Dveirin Olexandr, Konyshev Dmytro

Transactions on Aerospace Research

|

2023

|

Nr 3 (272)

55--71

EN

The method for determining the main parameters of the tail cargo doors of transport category aircrafts is developed. A methodology for the ascertainment of these parameters has been described. An example based on an existing transport aircraft is considered. Gathered were information pertaining to the necessary design, operational and regulatory parameters and requirements of the international regulatory organisations Federal Aviation regulations (FAR), Certification Specification (CS) and Aviation Regulations (AR). The principle of determining the dimensions of the cargo compartment, cargo floor and the hitting platforms, in the form of a ramp with a pressure door and ladders, is presented based on the initial data. Considering the described loading and unloading, as well as landing, operations, the dependence of the ramp length on the length of the cargo floor is ascertained. A method for designing a cargo door fairings in the transport category aircraft fuselage tail part is presented. The main features of the fairings compartment have been determined, together with those of its main components and their varieties, depending on the scheme of the cargo door. Information is provided on the fairings compartment structural elements parameters selection.

2

The KhAI-90 Light Civil Turboprop Airplane Pilot Project

Grebenikov Oleksandr, Loginov Vasyl, Humennyi Andrii, Buival Liliia, Chumak Anton

Transactions on Aerospace Research

|

2021

|

Nr 4 (265)

21--40

EN

The pilot project of new light civil turboprop aircraft, called the KhAI-90, featuring a cruising speed of 350km/h, payload of 600 kg at 500 km range, and equipped with two turboprop Rolls-Royce 250-B17F engines each with power of 420 hp (alternatively, two AI-450C engines each with power of 450 hp may be installed) is presented herein. Based on the developed technical task, the concept for creating the KhAI-90 new competitive light civil aircraft, and the analysis of prototypes’ aircraft parameters and characteristics, the main tactical and technical requirements are assigned. The take-off weight of the new aircraft is determined in three approximations at the preliminary design stage of light civil turboprop aircraft, using the iterative software “CLA-TOW”, studying the influence of the wing geometric parameters and lift devices on aerodynamic performance, the power-to-weight ratio and the airplane weight parameters. The following parameters are calculated for the design: minimum takeoff weight WTO min = 3,600 kg, optimal wing loading p0 opt = 130 daN/m2 , optimal aspect ratio 9.6, taper ratio 2.25, sweep angle at leading edge 3 degrees, airfoil relative thickness 10.6%. A general view and three-dimensional parametric models of the master-geometry and passenger cabin space distribution are constructed for the KhAI-90 by means of the SIEMENS NX computer integrated system. More broadly, this pilot project has also demonstrated the viability of the method we developed and previously reported for determining light civil turboprop airplane parameters.

PL

Przedstawiono projekt pilotażowy nowego lekkiego cywilnego samolotu turbośmigłowego o nazwie KhAI-90, charakteryzującego się prędkością przelotową 350 km/h i ładownością 600 przy zasięgu 500 km, wyposażonego w dwa silniki turbośmigłowe Rolls-Royce 250-B17F, każdy o mocy 420 KM (alternatywnie w dwa silniki AI-450C, każdy o mocy 450 KM). Na podstawie ustalonego zadania technicznego, koncepcji stworzenia nowego wyczynowego lekkiego samolotu cywilnego KhAI-90 oraz analizy parametrów i charakterystyk prototypów samolotu określono główne wymagania taktyczno-techniczne. Masa startowa nowego samolotu określono w trzech przybliżeniach na etapie wstępnego projektowania lekkiego samolotu przy użyciu iteracyjnego oprogramowania „CLA-TOW” (analizując wpływ parametrów geometrycznych skrzydła i urządzeń nośnych na osiągi aerodynamiczne, stosunek mocy do masy i parametry masy samolotu). Obliczono następujące parametry projektu: minimalna masa startowa WTO min = 3600 kg, optymalne obciążenie skrzydła p0 opt = 130 daN/m2, optymalny współczynnik kształtu 9,6, współczynnik zbieżności 2,25, kąt natarcia na krawędzi natarcia 3 stopnie, grubość względna profilu 10,6%. Przedstawiono ogólny widok oraz trójwymiarowe modele parametryczne geometrii głównej i rozkładu przestrzeni kabiny pasażerskiej wygenerowane dla KhAI-90 za pomocą zintegrowanego systemu komputerowego SIEMENS NX. Niniejszy projekt pilotażowy wykazał również przydatność wcześniej opracowanej przez autorów metody określania parametrów lekkich cywilnych samolotów turbośmigłowych.

3

Preliminary design for a jet training aircraft

Loginov Vasyl, Grebenikov Oleksandr, Humennyi Andrii, Eremenko Serhii, Soboliev Oleksandr

Transactions on Aerospace Research

|

2021

|

Nr 2 (263)

30--45

EN

This paper present the results of our project to develop the preliminary design of a jet trainer plane (JTP) with a two-person crew, the base version of which is intended for cadet training. We first consider the assumptions and requirements for the new aircraft, and review the parameters of existing aircraft designs in the similarly-purposed class. Next we argue for certain design choices, regarding the aircraft layout, cockpit configuration, wing location and wingform, tail scheme, and powerplant. The resulting aircraft design is calculated to have a maximum flight speed of 940 km/h, a ground-level rate of climb of 100 m/s, and a range of 1130 km. The plane’s take-off mass is calculated, in three approximations, at 2264 kg. Lastly we present the training plane’s geometrical parameters, general view, and master geometry.

PL

W pracy przedstawiono wyniki projektu opracowania wstępnej konstrukcji odrzutowego samolotu szkoleniowego (JTP) z dwuosobową załogą, z podstawową wersją przeznaczoną do szkolenia kadetów. Rozważono założenia i wymagania stawiane nowemu samolotowi oraz dokonano przeglądu parametrów istniejących konstrukcji samolotów w klasie o podobnym przeznaczeniu. Podano argumenty przemawiające za określonymi wyborami konstrukcyjnymi, dotyczącymi układu samolotu, konfiguracji kabiny pilota, położenia i kształtu skrzydeł, schematu ogona oraz zespołu napędowego. Obliczono, że projektowany samolot będzie miał maksymalną prędkość lotu 940 km/h, prędkość wznoszenia na poziomie ziemi 100 m/s i zasięg 1130 km. Masę startową samolotu obliczono, w trzech przybliżeniach, na 2264 kg. Na zakończenie przedstawiono parametry geometryczne opracowanego samolotu treningowego, widok ogólny oraz geometrię.