Заключение

Вывод: В результате выполнения первой части дипломного проекта разработан транспортный самолет, отвечающий заданным требованиям.

Получены следующие результаты:

 взлетная масса	m0 = 174558,038 кг;
 площадь крыла	S = 284,718 м2;
 стартовая тяга одного двигателя	R0 = 160 кН;
 стартовая удельная нагрузка на крыло	р0 = 6014,428 Н/м2;
 стартовая тяговооруженность	.

 аэродинамическая компоновка самолета обеспечивает высокое аэродинамическое качество, что позволяет самолету выполнять рейсы на большую дальность с достаточно большим грузом.

 объёмно-весовая компоновка обеспечивает размещение основных агрегатов, топлива, оборудования и целевой нагрузки в заданных аэродинамических формах самолёта. При этом при всех вариантах загрузки и выработки топлива обеспечивается требуемый диапазон центровок. Получены следующие значения предельных центровок:

допустимые:    ;    ;

эксплуатационные:    ;    .

 в конструкции применены следующие КСС:

1. балочно-стрингерная схема фюзеляжа;

2. кессонная схема крыла;

3. кессонная схема оперения.

При сравнении проектируемого самолета с прототипом видим, что они близки по своим характеристикам. В целом спроектированный самолет удовлетворяет заданным требованиям.