51066

Весовое проектирование магистральных самолетов

Дипломная

Астрономия и авиация

Рассмотрены различные подходы к весовому расчету самолета на этапе эскизного проектирования самолета: методика Егера методика Торенбика и методика Реймера. В соответствии с указанными методиками проведен расчет трех проектов прототипами для которых являются уже существующие самолеты

Русский

2015-01-29

4.13 MB

13 чел.

ПОЯСНИТЕЛЬНАЯ ЗАПИСКА

к дипломному проекту на тему:

Весовое проектирование магистральных самолетов


РЕФЕРАТ

Дипломный проект.

Пояснительная записка: 160 с., 8 рис., 62 табл.,  10 источников

Графическая документация: 14 л. А1.

МЕТОДИКА РАСЧЕТА ВЕСОВОГО, МАССА ВЗЛЕТНАЯ, ТЯГОВООРУЖЕННОСТЬ, НАГРУЗКА УДЕЛЬНАЯ НА КРЫЛО, ФОРМУЛА СТАТИСТИЧЕСКАЯ, МАССА ОТНОСИТЕЛЬНАЯ, МАССА АБСОЛЮТНАЯ, УРАВНЕНИЕ СУЩЕСТВОВАНИЯ, СВОДКА ВЕСОВАЯ

Рассмотрены различные подходы к весовому расчету самолета на этапе эскизного проектирования самолета: методика Егера, методика Торенбика и методика Реймера. В соответствии с указанными методиками проведен расчет трех проектов, прототипами для которых являются уже существующие самолеты Ту-154, Ту-204 и Ил-96-300. Проведен анализ и верификация результатов расчетов на основе фактических значений масс указанных прототипов. На основе анализа результатов расчетов проведена разработка новой комбинированной методики расчета самолета, приведены результаты расчетов в соответствии с комбинированной методикой и их анализ. Предложены дальнейшие пути совершенствования методики расчета самолетов.

СОДЕРЖАНИЕ

                                                                                                                               Стр.

ВВЕДЕНИЕ                                                                                                            7

ОСНОВНАЯ ЧАСТЬ                                                                                            

1 ВЫБОР ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ САМОЛЕТА                                    10

1.1 Расчет самолета в соответствии с методикой Егера                         10

1.2 Расчет самолета в соответствии с методикой Торенбика                 25                   

1.3 Расчет самолета в соответствии с методикой Реймера                     37

2 АНАЛИЗ ПРЕДСТАВЛЕННЫХ МЕТОДИК И

РЕЗУЛЬТАТОВ ВЫЧИСЛЕНИЙ                                                                        49

2.1 Анализ представленных методик                                                        49

2.2 Анализ полученных результатов                                                         51

2.2.1 Результаты оценки удельной нагрузки на крыло                 51

2.2.2 Результаты определения тяговооруженности самолета      53

2.2.3 Выводы о результатах определения основных

параметров проектируемых самолетов                                           55

2.2.4 Определение взлетной массы в первом приближении         56

2.2.5 Определение взлетной массы во втором приближении       59

3 РАЗРАБОТКА НОВОЙ МЕТОДИКИ РАСЧЕТА САМОЛЕТА                   62

3.1 Выбор удельной нагрузки на крыло и типа механизации крыла     62

3.2 Определение потребной тяговооруженности самолета                    64

3.3 Определение взлетной массы самолета в первом приближении     65

3.3.1 Определение массы полезной нагрузки                                66

3.3.2 Определение относительной массы пустого самолета        66

3.3.3 Определение относительной массы топлива                        66

3.3.4 Определение взлетной массы самолета в первом

приближении                                                                                                                                                   69

3.4 Определение основных абсолютных размеров самолета                  69                                                                  

3.5 Весовой расчет самолета                                                                      70

4 АНАЛИЗ РЕЗУЛЬТАТОВ РАСЧЕТОВ В СООТВЕТСТВИИ

С УТОЧНЕННОЙ МЕТОДИКОЙ                                                                      77

5 ПЕСПЕКТИВЫ ВЕСОВОГО СОВЕРШЕНСТВОВАНИЯ САМОЛЕТОВ 80                                            

6 ОЦЕНКА ВЛИЯНИЯ МАССЫ ПУСТОГО САМОЛЕТА НА

ЕГО СТОИМОСТЬ И РАСХОДЫ НА ТЕХНИЧЕСКОЕ

ОБСЛУЖИВАНИЕ С УЧЕТОМ СОВЕРШЕНСТВОВАНИЯ

ПРОЦЕССА ПРОЕКТИРОВАНИЯ                                                                    82

7 ОБЕСПЕЧЕНИЕ ТРЕБОВАНИЙ ОХРАНЫ ОКРУЖАЮЩЕЙ СРЕДЫ

И ТЕХНИКИ БЕЗОПАСНОСТИ                                                                       88

7.1 Влияние массы пустого самолета на экологическую

нагрузку, оказываемую им на окружающую среду                                88

7.2 Организация рабочего места пользователя ПЭВМ                           91

7.2.1 Обеспечение техники безопасности в соответствии

с общими эргономическими требованиями                                   91

7.2.2 Обеспечение техники безопасности в соответствии с

требованиями к вентиляции, отоплению и

кондиционированию                                                                         94

7.2.3 Обеспечение техники безопасности в соответствии

с требованиями к освещению                                                         95

7.2.4 Обеспечение техники безопасности в соответствии с

требованиями к защите от статического электричества и

излучений                                                                                           96                                                         

7.3 Расчет искусственной освещенности помещения,   

предназначенного для размещения рабочих мест с ПЭВМ                    96

ЗАКЛЮЧЕНИЕ                                                                                                     99

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ СОКРАЩЕНИЙ                                          103

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ОБОЗНАЧЕНИЙ                                         104

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ                                           107

ПРИЛОЖЕНИЯ                                                                                                    108

ПРИЛОЖЕНИЕ А Проект по прототипу Ту-154                                              109

ПРИЛОЖЕНИЕ Б Проект по прототипу Ту-204                                               120

ПРИЛОЖЕНИЕ В Проект по прототипу Ил-96-300                                         131

ПРИЛОЖЕНИЕ Г Определение параметра взлета (к расчету удельной

нагрузки на крыло по методике Реймера)                                                          142

ПРИЛОЖЕНИЕ Д Расчет относительной массы топлива в соответствии

с методикой Реймера                                                                                           143

ПРИЛОЖЕНИЕ Е  К оценке аэродинамического качества самолета             145

ПРИЛОЖЕНИЕ Ж  К расчету удельной нагрузки на крыло в соответствии

с методикой Реймера                                                                                           146

ПРИЛОЖЕНИЕ И К расчету взлетной массы в соответствии с

методикой Торенбика                                                                                           147

ПРИЛОЖЕНИЕ К Основные характеристики используемых двигателей     149

ПРИЛОЖЕНИЕ Л Результаты расчетов в соответствии с

новой комбинированной методикой                                                                   152

ВВЕДЕНИЕ

Определение взлетной массы самолета  является основной задачей процесса проектирования. Достижение высокой точности выполнения данной задачи необходимо уже на ранних стадиях проекта, так как значения масс являются решающим фактором в определении многих параметров самолета: нагрузок, центровки, облика и др. Таким образом, высокая точность позволит значительно уменьшить длительность процесса разработки проекта за счет сокращения времени на выявление ошибок и отклонений и на внесение изменений в проектные решения.

Определение массы самолета может быть выполнено при помощи различных статистических формул, созданных на основе регрессионного анализа. Данный подход обладает определенными недостатками: применяются грубые модели агрегатов, основанные на балочной теории, а компоновочные особенности самолета учитываются посредством поправочных коэффициентов, значения которых выводятся на основе статистических данных о существующих самолетах, которые отражают как оптимальные, так и неоптимальные конструкции, что приводит к значительному разбросу расчетных масс.

В данной работе рассматриваются три метода поэлементного расчета массы самолета в соответствии с методиками Егера, Торенбика и Реймера.

В соответствии с методикой Егера, представленной в /1/, в данной дипломной работе проводится оценка технических требований к самолету, определяется значение взлетной массы в первом приближении и с использованием поэлементного метода расчета массы самолета вычисляется взлетная масса во втором приближении. Методика Егера является основой для отечественного учебного курсового и дипломного проектирования, поэтому, исходя из опыта выполнения курсовых работ, ее недостатки хорошо известны. В дипломной работе рассматривается несколько измененный вариант методики Егера в соответствии с методическими указаниями к выполнению курсовых и дипломных работ кафедры КиПЛА СГАУ /2, 3/.

По аналогии с методикой Егера на основе материалов, представленных в /4/, в дипломной работе разрабатывается методика по Торенбику. Вид формул соответствует данным источника, порядок выполнения и объем методики определяется автором диплома. Таким образом, в рассматриваемой методике предусматривается оценка технических  требований проектируемого самолета, определяется взлетная масса  в первом приближении и проводится поэлементный расчет взлетной массы самолета во втором приближении. В ходе выполнения расчетов особое внимание обращено на выявленные ошибки и неточности формул, представленных в /4/.

В качестве третьего подхода к расчету самолета предлагаются методы, изложенные в /5/. Издания данной книги на русском языке не существует, поэтому, для целей данной работы автором диплома был выполнен перевод некоторых глав из /5/, на основе которых по аналогии с методикой Егера разрабатывается методика по Реймеру. Многие формулы видоизменены вследствие перевода  системы единиц США (AVOIRDUPOIS WEIGHT) в метрическую систему измерения. Методика по Реймеру включает в себя оценку технических требований к самолету, определение взлетной массы в первом приближении и поэлементный расчет массы самолета во втором приближении.

Для трех рассматриваемых подходов к эскизному проектированию  проводится анализ расчетных условий, верификация методов и отдельных статистических формул.

В качестве итога данной дипломной работы предлагается методика расчета самолета, разработанная на основе материалов вышеуказанных авторов, в которой делается попытка уйти от определенных недостатков отдельных подходов и указываются пути дальнейшего совершенствования процесса эскизного проектирования самолета с учетом современных тенденций улучшения характеристик самолетов по массовым показателям.

Сопоставление и анализ существующих методов весового проектирования самолетов, а также разработка новой уточненной методики эскизного проектирования позволяют говорить о совершенствовании процесса весового проектирования, роль и значение которого «проявляется в достижении всех видов эффективности – весовой, топливной и экономической, показатели которых отражают в свою очередь общий уровень технического совершенства летательных аппаратов, а также научные и технологические достижения в области аэродинамики, двигателестроения, конструкционного материаловедения, радиоэлектроники» /6/.

В дипломной работе приводятся расчеты, позволяющие оценить экономический эффект (экономию средств), получаемый в результате использования более совершенных методик проектирования самолета, а также рассматривается важность поднятой проблемы с точки зрения экологии.

В соответствии с тремя вышеуказанными методиками и разработанной  на их основе комбинированной методикой проводится проектирование трех самолетов, прототипами для которых являются уже существующие самолеты Ту-154, Ту-204 и Ил-96-300. В дальнейшем для проектируемых самолетов используется термин «проект по прототипу...».

ОСНОВНАЯ ЧАСТЬ

1 ВЫБОР ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ САМОЛЕТА

Процессу выбора основных параметров и проведению расчетов предшествует задание исходных данных, которые определяются ТТТ, эксплуатационными ограничениями и техническими возможностями. Таким образом, к исходным данным относятся: расчетная дальность полета , скорость крейсерского полета (число Маха), скорость захода на посадку, аэродинамическое качество, масса целевой нагрузки, удельный расход топлива двигателем и др.

Ниже рассматриваются три различных метода выбора основных параметров самолета и расчета его массы. Расчеты ведутся для трех проектов, прототипами для которых являются уже существующие самолеты Ту-154, Ту-204 и Ил-96-300. Исходные данные, а также результаты расчетов представлены в ПРИЛОЖЕНИЯХ А, Б, В.

1.1 Расчет самолета в соответствии с методикой Егера

В соответствии с методикой Егера, представленной в /1/, определяется следующий порядок выбора основных параметров самолета:

1) Вычисляется относительная масса расходуемого в полете топлива  из формулы:

                                                         (1.1.1)

Из формулы (1.1) получаем следующее квадратное уравнение:

                         (1.1.2)

Решая (1.2), получаем следующее выражение для относительной массы топлива:

,     (1.1.3)

где величины  и  определяются заданием;

и  берутся по статистике.

2) Определяется величина удельной нагрузки на крыло  из условий посадки самолета:

,                                  (1.1.4)

где величина  определяется заданием;

;

берется по статистике в зависимости от системы механизации крыла:

Для эффективной механизации         

                                                                        

Для слабой механизации  .

В расчетах в соответствии с методикой Егера были приняты следующие коэффициенты максимальной подъемной силы при посадке:

Для проекта по прототипу Ту-154 =2,7;

Для проекта по прототипу Ту-204 =2,9;

Для проекта по прототипу Ил-96-300 =2,9.

3) Определяется величина удельной нагрузки на крыло  из условия обеспечения заданной крейсерской скорости полета , исходя из стандартного выражения :

,                   (1.1.5)

где ;

берется для скорости, соответствующей числу М=1 на заданной высоте полета (или соответствует величине - скорости звука на этой высоте);

берется по статистике или рассчитывается по формуле: , если известна поляра самолета. Величина может определяться и выражением:

                                       (1.1.6)

Коэффициент сопротивления при нулевой подъемной силе определяется по статистике или может быть определен по формуле (1.1.7) /2/:

       (1.1.7)

Эффективное удлинение крыла /2/:

                                   (1.1.8)

4) Проводится выбор величины удельной нагрузки на крыло:

      (, )                    

5) Определяется тяговооруженность самолета  из условия набора высоты при одном отказавшем двигателе:

,                         (1.1.9)

где  задается НЛГС-2 для соответствующего числа двигателей;

      - берется по статистике, ,

где  см. пункт 8.

На расчетном этапе полета (механизация крыла отклонена во взлетное положение, шасси убрано) градиент набора  должен составлять значения, указанные в Таблице 1.1.1.

Таблица 1.1.1 - Значения градиента набора высоты на расчетном этапе полета

2

0,024

3

0,027

4

0,030

6) Определяется тяговооруженность самолета из условия обеспечения горизонтального полета, исходя из того, что в горизонтальном полете . Тогда, при полете на  высоте

,                         (1.1.10)

 где - относительная плотность воздуха на высоте Н;

- коэффициент, учитывающий изменение тяги по скорости полета:

,                 (1.1.11)

где величина  берется по статистике, ;

- коэффициент, учитывающий степень дросселирования двигателя в крейсерском полете до режима, соответствующего неограниченному времени работы двигателя, или до режима, соответствующего оптимальному расходу топлива. Обычно он принимается равным 0,8...0,9.

Если неизвестна величина , но по статистике может быть принята величина   и при заданной  и заданной высоте полета

,                         (1.1.12)

где  - см. пункт  4.

7) Определяется тяговооруженность самолета из условия обеспечения полета на потолке:

                             (1.1.13)

Коэффициент  рассчитывается для скорости .

8) Определяется тяговооруженность самолета из условия обеспечения заданной длины разбега самолета при взлете :

,                (1.1.14)

где ,  и  берутся по статистике;

можно принимать:

                                           2,1...2,3 – при эффективной механизации крыла;

            =             

                                           1,5...1,7 – при средней механизации крыла;

- аэродинамическое качество самолета при разбеге,  = 8...11 для дозвуковых самолетов.

Для расчетов в соответствии с методикой Егера были приняты следующие статистические значения:

Для проекта по прототипу Ту-154 = 2,1, = 9;

Для проекта по прототипу Ту-204 = 2,3, = 10;

Для проекта по прототипу Ил-96-300 = 2,3, = 11.

Если задана не длина разбега, а сбалансированная длина ВПП, то величина  может быть определена по эмпирической формуле:

          (1.1.15)

9) Проводится выбор тяговооруженности самолета

                                            (,,, )         

10) На основании предварительного значения взлетной массы самолета, которое выбирается на основе статистических данных, определяются относительные массы конструкции самолета , силовой установки , оборудования и управления  и топливной системы  в первом приближении. Для этого могут быть использованы статистические данные, приведенные в /1/, а также следующие приближенные  формулы /2/:

,                  (1.1.16)

где К = 0,7...0,8 – для пассажирских самолетов с двумя ТВД и топливом в крыле;

К = 0,55 – для пассажирских самолетов с двумя ТРД (ТРДД) и топливом в крыле;

К = 0,35 – для самолетов с четырьмя ТРД (ТРДД) и топливом в крыле;

,                        (1.1.17)

где  - удельная масса двигателя;

и  - статистические коэффициенты  зависят от числа двигателей (Таблица 1.1.2).

;

Таблица 1.1.2 - К определению относительной массы силовой установки

Число двигателей

2

2,26

3,14

3

1,87

1,54

4

2,14

2,71

,                    (1.1.18)   

где  - число пассажирских мест.

,                     (1.1.19)

где 0,04...0,06 – для легких самолетов (< 6000 кг);

0,06...0,07 – для всех других самолетов;

0,05...0,06 – для дозвуковых самолетов, меньшие значения b берутся для тяжелых самолетов;

- учитывает массу агрегатов топливной системы: =1,02 – для тяжелых самолетов большой дальности,  = 1,1...1,2 – для средних и легких самолетов.

11) В зависимости от заданной массы целевой нагрузки (коммерческой нагрузки) и массы служебной нагрузки (снаряжения) определяется величина взлетной массы самолета в первом приближении.

           (1.1.20)

Так как расчет взлетной массы в первом приближении предполагает задание некоторого предполагаемого значения взлетной массы, то процесс вычисления имеет итерационный характер. Таким образом, расчет необходимо проводить до тех пор, пока предполагаемое и расчетное значения не станут равными с допускаемой погрешностью в 3-5%.

12) С учетом выбранных на основе статистики значений относительных параметров , , , , и зная выбранные величины ,  и вычисленную величину , получим основные абсолютные размеры самолета:

площадь крыла:     ,                                  (1.1.21)

где , даН/м2;

взлетная тяга двигателей:       ,                                    (1.1.22)

где   , даН;

размах крыла:                                                                           (1.1.23)

площади оперения:                                                            (1.1.24)

                                               (1.1.25)

плечи оперения:                                                             (1.1.26)

                                         (1.1.27)

хорды для крыла и оперения определяются по следующим зависимостям:

                                              (1.1.28)

                                              (1.1.29)  

                                 (1.1.30)

На этом заканчивается первая итерация выбора основных параметров самолета. После выбора схемы самолета и определения основных параметров агрегатов производится расчет массы самолета во втором приближении.

На основе полученного расчетного значения взлетной массы самолета в первом приближении  проводится расчет масс по отдельным элементам самолета при фиксированных параметрах агрегатов и летных характеристиках. Ниже приведены формулы для расчета масс агрегатов во втором приближении:

1.1.1 Относительная масса крыла

,               (1.1.31)     

где  зависит от ресурса крыла;

определяется механизацией крыла;

зависит от типа топливных баков в крыле.

Коэффициент  принимает значения, указанные в Таблице 1.1.3.

Таблица 1.1.3 - К определению относительной массы крыла

Ресурс крыла, тыс.ч

15...20

25...30

40...50

0,96

1,00

1,05

Принимаем =1,05 для всех проектируемых самолетов;

=1,6 для крыла с наплывами в корневой части, предкрылками, интерцепторами и трехщелевыми закрылками (проект по прототипу Ту-154);

=1,5 для крыла с наплывами в корневой части, предкрылками, интерцепторами и двухщелевыми закрылками (проекты по прототипам Ту-204, Ил-96-300).

=1,05 для баков-кессонов с внутришовной герметизацией (все проектируемые самолеты).

,                        (1.1.32)

где - заданная нормами прочности расчетная перегрузка;

- коэффициент,  учитывающий разгрузку:

,                           (1.1.33)

где 1, когда двигатели расположены на крыле (проекты по прототипам Ту-204, Ил-96-300);

0 – в остальных случаях (проект по прототипу Ту-154).

Формула (1.1.21) применима для дозвуковых неманевренных самолетов с взлетной массой .

1.1.2 Относительная масса фюзеляжа

,                     (1.1.34)

где  - учитывает положение двигателей;

- положение стоек главного шасси;

- место уборки колес главного шасси;

- вид транспортировки багажа;

- зависит от диаметра фюзеляжа.

Коэффициенты принимают следующие значения:

, если двигатели соединены с крылом, а <5 м (проект по прототипу Ту-204);

, если двигатели установлены на кормовой части фюзеляжа, а <5 м (проект по прототипу Ту-154);

, если двигатели расположены на крыле, или в случае смешанной компоновки, а >5 м (проект по прототипу Ил-96-300).

=0,00, если стойки главного шасси крепятся к крылу (проекты по прототипам Ту-154, Ту-204);

=0,005 для проекта по прототипу Ил-96-300 (дополнительная стойка основной опоры шасси крепится к фюзеляжу).

=0,004, если стойки главного шасси убираются в фюзеляж (проекты по прототипам Ту-204, Ил-96-300);

=0,00, если стойки главного шасси убираются в крыло (проект по прототипу Ту-154);

=0,003, если багаж перевозится в контейнерах (для всех рассматриваемых проектов);

=0,00, в случае бесконтейнерной перевозки багажа;

=0,743, когда 4 м (проекты по прототипам Ту-154, Ту-204);

=0,718, когда > 5,5 м (проект по прототипу Ил-96-300).

Формула (1.1.24) справедлива для дозвуковых магистральных пассажирских самолетов.

1.1.3 Относительная масса оперения

,          (1.1.35)

где 1,0, если < 450 даН/м2 (для всех рассматриваемых проектов);

0,84, если > 450 даН/м2;

   в случае низкорасположенного ГО (проекты по прототипам Ту-204, Ил-96-300);

  в случае Т-образного оперения (проект по прототипу Ту-154);

1,0, если применяется обычный материал (в основном Д-16Т) (проект по прототипу Ту-154);

0,95, при ограниченном применении композиционных материалов (проекты по прототипам Ту-204, Ил-96-300).

Относительная масса горизонтального оперения для рассматриваемого класса самолетов:

,               (1.1.36)

где  - для низкорасположенного ГО (проекты по прототипам Ту-204, Ил-96-300);

- для Т-образного оперения (проект по прототипу Ту-154).

Относительная масса вертикального оперения:

                                           (1.1.37)

Формулы (1.1.25 – 1.1.27) справедливы для дозвуковых самолетов классической схемы ( 104 кг).

1.1.4 Относительная масса шасси

,                             (1.1.38)

где относительная масса носовой опоры шасси (без колес);

относительная масса главных опор шасси (без обтекателей для шасси в убранном положении и без колес);

масса колес.

   ,                (1.1.39)

где 1,20 для рычажной схемы шасси с выносом амортизационного цилиндра (для всех рассматриваемых проектов);

расчетная (допустимая) масса самолета при посадке:

,              (1.1.40)

где L – наибольшая возможная дальность беспосадочного полета, км ;

, ,  - масса силовых элементов, конструктивных элементов и осей (или тележки) главных опор шасси;

,         (1.1.41)

где  - габаритная высота стойки главной опоры шасси при необжатом амортизаторе (от оси колес до шарнира поворота стойки при уборке шасси), м;

- относительная масса носовой опоры шасси (на стояке), обычно .

,            (1.1.42)

где  - коэффициент, учитывающий число главных стоек шасси:

=1,0 , если основная опора состоит из двух стоек (проекты по прототипам Ту-154, Ту-204);

=1,1, если основная опора состоит из трех стоек (проект по прототипу Ил-96-300);

,         (1.1.43)

где  - число всех колес главных стоек шасси (для шасси с тележкой – число пар колес);

- ширина колеса (шины), м.

Относительная масса носовой опоры шасси:

,                    (1.1.44)

где - коэффициент,  учитывающий число главных стоек шасси:

(проекты по прототипам Ту-154, Ту-204);

(проект по прототипу Ил-96-300).

Масса силовых элементов носовой стойки:

,                            (1.1.45)

где  - высота носовой стойки (от оси колес до оси поворота), м;

- эксплуатационная нагрузка  на носовую стойку шасси при торможении, т.

Приближенно:

                                   (1.1.46)

Масса конструктивных элементов носовой стойки:

                                        (1.1.47)

Если для шасси требуются обтекатели, то их массу необходимо включить в массу шасси. Масса обтекателей шасси составляет 10...12% от суммарной массы шасси.

Формулы (1.1.28 – 1.1.37) справедливы для самолетов всех типов, исключая палубные, с взлетной массой  104 кг.

1.1.5 Масса силовой установки

,                                (1.1.48)

где  - коэффициент, показывающий, во сколько раз масса силовой установки больше массы двигателей;

- удельная масса двигателей;

- стартовая тяга, кгс.

В относительных величинах:

,                                  (1.1.49)

где  - стартовая тяговооруженность.

  ,                (1.1.50)

где  - коэффициент, зависящий от компоновки самолета и числа двигателей;

=1,02 для трех двигателей, расположенных в хвостовой части фюзеляжа (проект по прототипу Ту-154);

=0,95 для двух двигателей, расположенных на крыле (проект по прототипу Ту-204);

=1,0 для четырех двигателей, расположенных на крыле (проект по прототипу Ил-96-300).

- коэффициент, зависящий от числа М полета, формы воздухозаборников и сопел.

При полете на М<1 и для круглых воздухозаборников и сопел =0,0236.

- число двигателей на самолете (без вспомогательных);

- число двигателей, оборудованных реверсами тяги;

- коэффициент, учитывающий наличие у двигателей форсажных камер;

=1 – без форсажа (для всех рассматриваемых проектов);

1.1.6 Относительная масса топлива

,                  (1.1.51)

где индексы означают  «н. р.» - взлет, набор высоты и разгон до крейсерской скорости;

«сн. п.» - снижение и посадка;

«н. з.» - навигационных запас;

«пр» - прочее (для маневрирования по аэродрому, опробования двигателей, несливаемый остаток).

,                      (1.1.52)

где  - начальная высота крейсерского полета, км.

,             (1.1.53)

где  - конечная высота крейсерского полета перед снижением самолета, км.

                             (1.1.54)                           

                                       (1.1.55)

На режиме (V,K) = const

,            (1.1.56)

где  – дальность полета без расходования навигационного запаса, км;

– горизонтальная дальность при наборе высоты, разгоне и снижении;

- средняя высота крейсерского полета, км;

 W – расчетная скорость встречного ветра, при полете на высотах  10...12 км W=70 км/ч.

1.2 Расчет самолета в соответствии с методикой по Торенбику

По аналогии с методикой Егера на основе материалов, представленных в /4/, в данной дипломной работе была разработана методика по Торенбику. Вид формул соответствует данным источника, порядок выполнения и объем методы определялся автором диплома.

В соответствии с методикой по Торенбику определяется следующий порядок выбора основных параметров самолета.

1) На основе статистических данных задаются предполагаемыми значениями взлетной массы самолета .

2) Определяется удельная нагрузка на крыло  из условия обеспечения горизонтального полета на крейсерском режиме:

,                                         (1.2.1)

                                                  ,                                          (1.2.2)

где коэффициент  пропорционален коэффициенту профильного сопротивления; для самолетов с убирающимся шасси его величина находится в пределах от 0,008 до 0,01. Для рассматриваемых проектов принимаем =0,01.

е – коэффициент Освальда, для скоростных реактивных самолетов он составляет 0,75...0,85 (с увеличением стреловидности коэффициент е уменьшается). Для рассматриваемых проектов принимаем е= 0,8.

3) Определяется удельная нагрузка на крыло  из условия обеспечения нормального взлета самолета:

,              (1.2.3)  

где - средняя тяга при средней скорости  с учетом эффекта спутной струи и отбора мощности.

                             (1.2.4)

Характерные требования к параметрам нормального взлета для самолетов, сертифицируемых по FAR 25, представлены в Таблице 1.2.1.

Таблица 1.2.1 - Требования к нормальному взлету

V4/Vc

kвзл

Hвзл, м

1,25 – 1,3

необязательное требование

1,15

10,7

начальная скорость набора высоты при нормальном взлете, м/с;

эквивалентный коэффициент трения с учетом аэродинамических сил:

                                 (1.2.5)

Принимается 0,02 для бетонного покрытия.

Градиент набора при отрыве:

                             (1.2.6)

Коэффициент подъемной силы  определяется по статистике на основе значений, указанных в /4/ для аналогичных самолетов. Для расчетов в соответствии с методикой Торенбика значения коэффициентов максимальной подъемной силы были приняты равными значениям по методике Егера.

4) Определяется удельная нагрузка на крыло  из условия обеспечения посадки.

,               (1.2.7)           

где  - высота условного препятствия на посадке, =15,3 м;

- коэффициент приведения условной дистанции посадки к требуемой;

- среднее ускорение торможения при посадке; для реактивных самолетов с гасителями подъемной силы, противоюзовыми устройствами и воздушными тормозами принимается 0,4...0,5; если в дополнение устанавливается тормозное носовое колесо, то 0,5...0,6. Для всех рассматриваемых проектов принимаем 0,5.

5) Проводится выбор удельной нагрузки на крыло

                                          (, , )        

6) Определяется тяговооруженность самолета  из условия обеспечения горизонтального полета на крейсерском режиме.

,                (1.2.8)

где - относительное давление: .

,                    (1.2.9)

где Г – функция газогенератора, Г=0,9 для ТРД и ТРДД  с низкой m (для проекта по прототипу Ту-154);

Г=1,1 для ТРДД с высокой m (для проектов по прототипам Ту-204, Ил-96-300).

В /4/ не указываются возможные значения коэффициента , где m – масса самолета на определенном этапе полета. Для крейсерского участка полета принимаем ориентировочно .

,                   (1.2.10)

где - коэффициент, учитывающий сжимаемость воздуха, - для условий крейсерской дальности полета.

                                  (1.2.11)

                                    (1.2.12)

7) Определяется тяговооруженность  из условия полета на потолке

          (1.2.13)

8) Определяется тяговооруженность из условия набора высоты при отказе одного двигателя.

                               (1.2.14)

Значения коэффициентов подъемной силы и сопротивления берутся для этапа набора высоты.

При требовании к безопасной скорости взлета  коэффициент подъемной силы при наборе высоты равен .

Для этапа набора высоты справедлива следующая зависимость:

,                             (1.2.15)

где 0,018 и Е = 0,7 при выпущенных предкрылках (принимаем для всех рассматриваемых проектов);

0,005 и Е = 0,61 при убранных предкрылках или при их отсутствии.

Для учета прироста сопротивления, вызванного отказом двигателя, величину Е необходимо уменьшить на 4% для схемы самолета с двигателями на крыле (проекты по прототипам Ту-204, Ил-96-300) и на 2% при расположении двигателей в хвостовой части фюзеляжа (проект по прототипу Ту-154).

Для учета влияния нестандартной атмосферы значение тяговооруженности,  полученное по (1.2.14), следует разделить на 0,75.

9) Проводится выбор тяговооруженности:

(,,)

10) Определяется относительная масса необходимого на полет топлива.

Относительная масса топлива может быть определена графически по /4/.

,             (1.2.16)

 где- окружающие давление;

- число Маха на расчетной высоте;

- приведенный удельный расход топлива на крейсерском режиме.

Аналитический метод определения относительной массы топлива основан на уравнении Бреге.

Относительная масса топлива, требуемая на крейсерский полет:

                  (1.2.17)

Для определения аэродинамического качества  используем следующие зависимости:       по уравнению (1.2.2);

                                              (1.2.18)

Коэффициент сопротивления при нулевой подъемной силе рассчитывается в соответствии с уравнением:

,          (1.2.19)

где

для крыла:         ,         (1.2.20)

где 1 для консольного крыла;

1,1 для подкосного крыла;

- средняя относительная толщина профиля:

                                 (1.2.21)

Для вычисления (1.2.20) необходимо значение площади крыла, которое можно определить следующим образом: .

Для фюзеляжа:                     ,                (1.2.22)

где  коэффициент формы фюзеляжа; для полностью обтекаемого фюзеляжа с цилиндрической средней частью .

Величина сопротивления хвостового оперения принимается равной 24% суммарного сопротивления крыла и фюзеляжа, следовательно, 1,24 – типичная средняя величина.

Для гондол:          ,             (1.2.23)

где  1,5 при установке всех двигателей в гондолах (проекты по прототипам Ту-204, Ил-96-300);

1,65 в случае, если два двигателя в гондолах, а третий в хвостовой части фюзеляжа (проект по прототипу Ту-154).

1 при наличии реверса тяги (все рассматриваемые проекты);

0,83 при отсутствии реверса.

удельная тяга,  (см. ПРИЛОЖЕНИЕ К).

1,06 – учитывает наличие обтекателей шасси;

Поправка на число Рейнольдса определяется следующим образом:

                                       (1.2.24)

                                       (1.2.25)

Относительная масса резервного топлива:

                              (1.2.26)

Относительная масса топлива, расходуемого на весь полет:

                          (1.2.27)

2) Определяется предварительное значение взлетной массы  

,                  (1.2.28)

где  - масса несъемного оборудования, =500 кг;

- масса пустого самолета, определяется на основе /4/;

- максимальная ширина фюзеляжа, м;

- максимальная высота фюзеляжа, м;

- максимальная длина фюзеляжа, м.

Масса двигателей  известна, если он выбран, в противном случае достаточно принять ее равной 5...6% от взлетной массы.

Так как расчет взлетной массы в первом приближении и определение удельной нагрузки на крыло предполагает задание некоторого предполагаемого значения взлетной массы, то расчет необходимо проводить до тех пор, пока предполагаемое и расчетное значения не станут равными с допускаемой погрешностью в 3-5%.

11) С учетом выбранных по статистике значений относительных параметров , , , , и зная выбранные величины ,  и вычисленную величину , определяем основные абсолютные размеры самолета в соответствии с равенствами (1.1.21 – 1.1.30).

На этом заканчивается первая итерация выбора основных параметров самолета. После выбора схемы самолета и определения основных параметров агрегатов производится расчет массы самолета во втором приближении.

На основе полученного расчетного значения взлетной массы самолета в первом приближении  проводится расчет масс по отдельным элементам самолета при фиксированных параметрах агрегатов и летных характеристиках. Ниже приведены формулы для расчета масс агрегатов во втором приближении:

1.2.1 Относительная масса крыла

,           (1.2.29)

где  - конструктивный размах крыла, ;

- коэффициент пропорциональности; для тяжелых транспортных самолетов .

Формула (1.2.29) справедлива для случая установки на крыле шасси, а также учитывает средства механизации и элероны. В случае применения гасителей подъемной силы и воздушных тормозов приращение массы составит 2%. При установке двух или четырех двигателей на крыло его масса уменьшится соответственно на 5 и 10%. Если шасси не устанавливается на крыло, масса последнего уменьшается на 5%.

1.2.2 Группа хвостового оперения

,                             (1.2.30)

,                             (1.2.31)

где 1 для фиксированного стабилизатора;

1,1 для переставного стабилизатора (используется для всех рассматриваемых проектов);

1 при установке ГО на фюзеляже (проекты по прототипам Ту-204, Ил-96-300);

для Т-образного оперения (проект по прототипу Ту-154);

f – коэффициент безопасности;  f = 2.

Формулы (1.2.30) и (1.2.31) в представленном виде дают неверные результаты: масса оперения составляет десятки тонн (см. ПРИЛОЖЕНИЕ И). Для расчетов были использованы следующие формулы:

                             (1.2.32)

                             (1.2.33)

1.2.3 Масса фюзеляжа

                 (1.2.34)

Значение массы, полученное по (1.2.34), следует увеличить на 8%, если кабина герметична, на 4% при расположении двигателей в хвостовой части фюзеляжа, на 7% при установке шасси на фюзеляже. Если фюзеляж не имеет ниши для уборки шасси и узлов их крепления, из его основной массы вычитается 4%.

Формула (1.2.34) в представленном виде дает несколько завышенные результаты: относительная масса фюзеляжа составляет около 20% от взлетной массы самолета (см. ПРИЛОЖЕНИЕ И). Возможно, формула (1.2.34) должна иметь следующий вид:

,                  (1.2.35)

где плечо ГО, м;

-  в единицах индикаторной скорости, м/с.

1.2.4 Группа шасси

,           (1.2.36)

где 1 для низкоплана (все рассматриваемые проекты);

1,08 для высокоплана.

Для убирающегося шасси коэффициенты принимают значения, представленные в Таблице 1.2.2.

Таблица 1.2.2 - Коэффициенты для расчета массы шасси

A

B

C

D

Основная опора

18,1

0,131

0,019

2,23*10-5

Носовая опора

9,1

0,082

-

2,97*10-6

1.2.5 Группа рулевых поверхностей

,                                     (1.2.37)

где 0,491 - для транспортных самолетов с бустерным управлением и системой механизации задней кромки. При наличии щитков и предкрылков на передней кромке добавляется 20% массы, для гасителей подъемной силы – еще 15%.

1.2.6 Группа гондол

                                        (1.2.38)

                                        (1.2.39)

Формула (1.2.39) применяется при высокой степени двухконтурности с коротким вентиляторным обтекателем. Величины, полученные по (1.2.38) и (1.2.39), включают массу пилонов и внешние элементы конструкции при установке реверса.

1.2.6 Группа силовой установки

,                         (1.2.40)          

где 1,15 - для реактивных транспортных самолетов, двигатели в гондолах;

1,18 при установке реверса (все рассматриваемые проекты);

1 – при отсутствии реверса.

1.2.7 Оборудование и системы

1.2.7.1 Группа ВСУ

,                          (1.2.41)

где  - характеризует установку ВСУ; 2,5.

,                               (1.2.42)

где  - отбор воздуха, приходящийся на 1 м3 пассажирской кабины;

.

1.2.7.2 Пилотажно-навигационное (ПНО) и радиоэлектронное оборудование (РЭО).

,                              (1.2.43)

где0,347;

- масса пустого самолета при поставке (масса пустого самолета после изготовления плюс масса стандартных (съемных) элементов), кг;

максимальная дальность, км.

Формула (1.2.43) в представленном виде дает неверные результаты: масса оборудования составляет сотни тонн (см. ПРИЛОЖЕНИЕ И). Для расчетов была использована следующая формула, которая дает приемлемые значения массы оборудования:

                    (1.2.44)

1.2.7.3 Гидравлическая, пневматическая и электрическая системы

Суммарная масса гидравлической и пневматической систем при бустерном управлении, полностью дублированном, определяется следующим образом:

                        (1.2.45)

Масса электрической системы:

                              (1.2.46)

Формула (1.2.46) предназначена для определения массы электрической системы постоянного тока, хотя на прототипах рассматриваемых самолетов используется переменный ток. В /4/ отсутствуют другие данные.

1.2.7.4 Внутренняя отделка и оборудование

,                                (1.2.47)

где максимальная масса самолета без топлива, кг.

1.2.7.5 Система кондиционирования и противообледенительная система

В /4/ представлены данные для объединенных систем:

,                                  (1.2.48)

где длина пассажирской кабины, м.

1.2.7.6 Прочее

К данной группе относятся вспомогательные устройства, фотооборудование, внешние покрытия и т.п. Обычно массу этой группы принимают в пределах до 1% от .

1.3 Расчет самолета в соответствии с методикой Реймера

По аналогии с методикой Егера на основе материалов, изложенных в /5/, автором данной дипломной работы разрабатывается методика по Реймеру. Издания источника /5/ на русском языке не существует, поэтому, для целей данной работы автором диплома был выполнен перевод некоторых глав. Многие формулы видоизменены вследствие перевода  системы единиц США в метрическую систему измерения.

В соответствии с методикой Реймера определяется следующий порядок выбора основных параметров самолета.

1) Определяется значение тяговооруженности  в зависимости от числа М. Для реактивных транспортных самолетов эта зависимость имеет вид:

                                  (1.3.1)

2) Определяется значение тяговооруженности из условия обеспечения крейсерского полета. В горизонтальном полете имеет место равенство:

                                      (1.3.2)

Аэродинамическое качество на крейсерском режиме  определяется по статистике на основе /5/.

Значение тяговооруженности на крейсерском режиме приводится к взлетным условиям:

,                         (1.3.3)

где  - отношение массы самолета на крейсерском участке к взлетной массе, ;

- отношение взлетной тяги к тяге на крейсерском режиме; данное отношение определяется на основе данных о выбранном двигателе (ПРИЛОЖЕНИЕ К), а если это невозможно, то из данных о подобных двигателях. Ориентировочно для ТРДД с высокой степенью двухконтурности оно равно 0,2 – 0,25.

3) Проводится предварительный выбор тяговооруженности самолета:

(,)

4) В зависимости от предварительного значения тяговооруженности определяется удельная нагрузка на крыло из условия обеспечения дистанции разбега. Расчет проводится на основе «параметра взлета» (ПВ), который определяется по Рисунку Г.1 (ПРИЛОЖЕНИЕ Г).

                        (1.3.4)

При выполнении требования  коэффициент подъемной силы при взлете равен:

                                   (1.3.5)

В соответствии с рекомендациями /5/ коэффициент максимальной подъемной силы в условиях взлета принимается равным = 2 для всех проектируемых самолетов.

5) Определяется удельная нагрузка на крыло из условия обеспечения посадочной дистанции.

,                       (1.3.6)

гдеучитывает снижение с высоты условного препятствия, для магистральных самолетов 304,8 м.

В соответствии с рекомендациями /5/ коэффициент максимальной подъемной силы в условиях посадки принимаем равным = 2,4 для всех проектируемых самолетов.

Значение удельной нагрузки на крыло при посадке приводится к взлетному значению следующим образом:  

,                                      (1.3.7)

где  - отношение массы самолета при посадке к взлетной массе, .

6) Определяется удельная нагрузка на крыло из условия обеспечения крейсерского полета.

,                           (1.3.8)                                  

,                                  (1.3.9)

Значение коэффициента Освальда может быть определено по статистике: для реактивных транспортных самолетов е = 0,8.

Коэффициент сопротивления при нулевой подъемной силе  можно определить следующим образом:

,                                      (1.3.10)                                        

где коэффициент эквивалентного поверхностного трения; для гражданских транспортных самолетов он составляет 0,003;

- отношение площади омываемой поверхности самолета к площади крыла (теоретической), определяется по статистике на основе /5/.

Значение удельной нагрузки на крыло, вычисленное по (1.3.9), является оптимальным только для крейсерского режима. Как правило, для реактивных транспортных самолетов оно является «выпадающим», т.е. явно заниженным. В этом случае данное значение удельной нагрузки следует игнорировать.  

7) Проводится выбор удельной нагрузки на крыло

(, , )        

8) С учетом выбранной удельной нагрузки на крыло определяется значение тяговооруженности из условия обеспечения взлета при отказе одного двигателя.

,                 (1.3.11)

где скоростной напор q соответствует условиям на уровне моря (1,23 кг/м3) или условиям на высоте 1524 м в условиях жаркого дня (0,974 кг/м3).

9) Проводится итоговый выбор тяговооруженности самолета

(,,)

Если итоговое значение тяговооруженности превышает предварительное, рассчитанное в пункте 3, то следует провести повторные вычисления пунктов 4 – 8, в которых содержится , используя итоговое значение тяговооруженности.

При расчете необходимо учесть влияние механизации на значения  и е: при взлетном положении закрылков  увеличится на 2%, а е уменьшиться на 5%.

10) Определяется относительная масса пустого самолета.

Для реактивного транспортного самолета статистическая зависимость для определения относительной массы пустого самолета имеет вид:

,         (1.3.12)

где , кг;  , даН/м2.

11) Определяется относительная масса топлива, необходимого на полет.

Рассмотрим типовой профиль полета магистрального самолета, представленного на Рисунке 1.3.1.

Рисунок 1.3.1 - Типовой профиль полета магистрального самолета

Расчет проводим при помощи коэффициентов массы самолета по участкам полета  - отношение массы самолета в конце i – го участка полета к массе самолета в начале того же участка.  Профиль полета делим на следующие этапы: (0-1) запуск двигателей и взлет, (1-2) набор высоты, (2-3) крейсерский полет, (3-4) режим ожидания, (4-5) снижение перед посадкой, (5-6) посадка и руление.

Коэффициент массы на участке запуска двигателей и взлета определяется по статистике:

0,97 – 0,99                                   (1.3.13)

Коэффициент массы на участке набора высота и разгона:

                        (1.3.14)

Формула (1.3.14) справедлива при разгоне от М=0,1. Если это условие не выполняется, то сначала рассчитывается коэффициент массы для разгона от М=0,1 до требуемого числа М начала  разгона, и затем делится на коэффициент массы при разгоне от М=0,1 до числа М конца разгона.

Коэффициент массы на крейсерском участке определяется при помощи уравнения Бреге:

                            (1.3.15)

Аэродинамическое качество на крейсерском участке и режиме ожидания может быть определено следующим образом:

                            (1.3.16)

Аналогичным образом определяется коэффициент массы на режиме ожидания:

,                               (1.3.17)

где Е – продолжительность режима ожидания, час;

, кг/кгс*час;

На этапе предпосадочного снижения коэффициент массы определяется по статистике:

0,990 – 0,995                                (1.3.18)

На участке посадки и руления коэффициент массы определяется также по статистике:

0,992 – 0,997                                (1.3.19)

Определяем совокупный коэффициент изменения массы самолета:

              (1.3.20)

Относительная масса необходимого на полет топлива определяется следующим образом:

,                                (1.3.21)

где 1,06 – коэффициент, учитывающий резервное и невыкачиваемое топливо.

Расчет относительной массы топлива по методе Реймера представлен в ПРИЛОЖЕНИИ Д.

12) Определяется взлетная масса самолета в первом приближении.

                            (1.3.22)  

Так как расчет взлетной массы в первом приближении предполагает задание некоторого предполагаемого значения взлетной массы на основе статистического материала, то процесс вычисления имеет итерационный характер. Таким образом, расчет необходимо проводить до тех пор, пока предполагаемое и расчетное значения не станут равными с допускаемой погрешностью в 3-5%.

13) С учетом выбранных по статистике значений относительных параметров , , , , и зная выбранные величины ,  и вычисленную величину , определяем основные абсолютные размеры самолета в соответствии с формулами (1.1.21 – 1.1.30).

На этом заканчивается первая итерация выбора основных параметров самолета. После выбора схемы самолета и определения основных параметров агрегатов производится расчет массы самолета во втором приближении.

На основе полученного расчетного значения взлетной массы самолета в первом приближении  проводится расчет масс по отдельным элементам самолета при фиксированных параметрах агрегатов и летных характеристиках. Ниже приведены формулы для расчета масс агрегатов во втором приближении:

1.3.1 Масса крыла

,             (1.3.23)

где - расчетная перегрузка; ;

эксплуатационная перегрузка;

Для рассматриваемых проектов самолетов эксплуатационная перегрузка равна = 2,5.

- суммарная площадь органов управления, расположенных на крыле, м2 .

 

1.3.2 Масса оперения

1.3.2.1 Масса горизонтального оперения

,         (1.3.24)

где  - ширина фюзеляжа в месте пересечения с ГО, м;

= 1,143 для цельноповоротного стабилизатора (все рассматриваемые проекты);

=1,0 в остальных случаях;

= радиус инерции самолета по тангажу; , м.

1.3.2.2 Масса вертикального оперения

,               (1.3.25)

где= 0,0 для нормальной схемы ГО (проекты по прототипам Ту-204, Ил-96-300);

=1,0 - для Т-образной схемы (проект по прототипу Ту-154);

= радиус инерции самолета по рысканию; , м;

1.3.3 Масса фюзеляжа

,              (1.3.26)

где =                                                  

- конструкционная высота фюзеляжа, м;

= 1,0 если грузовые двери отсутствуют;

=1,06 если грузовые двери расположены по одну сторону;

=1,12 если грузовые двери расположены по обе стороны;

=1,12 при грузовом люке сзади;

=1,25 если грузовые двери расположены с двух сторон и есть задний грузовой люк;

Для всех рассматриваемых проектов принимаем =1,12;

= 1,12 если шасси крепится к фюзеляжу (проект по прототипу Ил-96-300);

=1,0 в остальных случаях (проекты по прототипам Ту-154, Ту-204);

- конструкционная длина фюзеляжа, м (не учитывает обтекатель оперения);

площадь омываемой поверхности фюзеляжа, может быть определена по ПРИЛОЖЕНИЮ В /4/.

1.3.4 Масса шасси

1.3.4.1 Масса основной опоры шасси

,          (1.3.27)

где = 1,126 для убирающегося шасси (все рассматриваемые проекты);

=1,0 в остальных случаях;

- длина основной стойки шасси, м;

- расчетная посадочная масса самолета, , кг;

-  количество колес основного шасси;

- расчетная перегрузка при посадке,  ;

Для рассматриваемых проектов самолетов = 2,5.

- количество стоек основного шасси;

скорость сваливания, км/ч, .

1.3.4.2 Масса носовой опоры шасси

,                     (1.3.28)

где = 1,15 для убирающегося шасси;

=1,0 в остальных случаях;

- длина носовой стойки шасси, м;

- количество колес носового шасси;

1.3.5 Масса группы гондол                                                          

,        (1.3.29)

где= 1,017 для гондол, установленных на пилонах;

=1,0 в остальных случаях;

- масса двигателя и содержимого, кг (на гондолу) (см. (1.3.30));

- длина гондолы, м;

- ширина гондолы, м;

площадь омываемой поверхности гондолы, которая может быть определена по ПРИЛОЖЕНИЮ В /4/, м2.     

   Масса группы гондол учитывает массу системы подвода воздуха.

1.3.6 Масса силовой установки

1.3.6.1 Масса установленных двигателей

,                             (1.3.30)

где = 1,4 для винтового двигателя;

=1,0 в остальных случаях;

= 1,18 при наличии реверса тяги;

=1,0 в остальных случаях.

1.3.6.2 Масса системы управления двигателями

,                    (1.3.31)                                                                 

где- расстояние от торца двигателя до кабины экипажа, суммарное, если несколько двигателей, м;

1.3.6.3 Масса системы запуска двигателей                                                                                   

      (1.3.32)   

1.3.6.4 Масса топливной системы                                                      

                          ,      (1.3.33)                                            

 где - количество топливных баков;

- объем используемых топливных баков, м3;

- суммарный объем топлива, м3;

- объем герметизированных топливных баков, м3;

Объем топливных баков приближенно может быть определен в соответствии с /4/ следующим образом:

                          (1.3.34)

1.3.7 Масса оборудования и управления

1.3.7.1 Масса системы управления полетом

,                 (1.3.35)                                        

где  - момент инерции рыскания, кг*м2 ;

,                                      (1.3.36)                                                          

где -  безразмерный радиус инерции, значения которого для транспортных реактивных самолетов равны:

0,44 - с двигателями на фюзеляже;

0,46 - если два двигателя на крыле;

0,45 - если четыре двигателя на крыле;

-  количество функций, выполняемых органами управления (обычно 4 – 7);

-  количество автоматических функций (обычно 0 – 2);  

- общая площадь органов управления, м2 .

1.3.7.2 Масса вспомогательной силовой установки

                            (1.3.37)

 1.3.7.3 Масса измерительной аппаратуры                                                     

,                 (1.3.38)

где= 1,133 для поршневого двигателя;

=1,0 в остальных случаях;

= 0,793 для турбовинтового двигателя;

 =1,0 в остальных случаях;

 1.3.7.4 Масса гидравлической системы, электрооборудования и авионики                                              

                             (1.3.39)

                                                                                        

,                  (1.3.40)

где- длина электропроводки, от генераторов до кабины экипажа, м;

- мощность электрооборудования,   (обычно 40 – 60 для транспортных самолетов, 110 – 160   для истребителей и бомбардировщиков);                                                                       

,                                    (1.3.41)

где  -  масса неустановленной  авионики, кг (обычно 244 – 427 кг)

 1.3.7.5 Масса отделки                                     

                 (1.3.42)

 1.3.7.6 Масса системы кондиционирования и противообледенительной системы

                    ,        (1.3.43)

- число людей на борту (экипаж и пассажиры)

- объем гермокабины, м3 ;                                                         

             (1.3.44)

 1.3.7.7 Масса погрузочно-разгрузочного оборудования                                         

         (1.3.45)

2 АНАЛИЗ ПРЕДСТАВЛЕННЫХ МЕТОДИК И РЕЗУЛЬТАТОВ ВЫЧИСЛЕНИЙ

2.1 Анализ представленных методик

 Все представленные методики определения параметров самолетов -  методики Егера, Торенбика и Реймера - опираются на определенный объем статистических данных. Методика Егера предполагает выбор на основе статистики таких параметров, как аэродинамическое качество самолета, коэффициент сопротивления при нулевой подъемной силе, коэффициент максимальной подъемной силы и других. Фактические значения для реальных спроектированных самолетов могут значительно отличаться от предполагаемых, что может привести к несоответствию  реальных и расчетных  характеристик самолета.

Подобные проблемы возникают при проектировании в соответствии с методиками  Торенбика и Реймера. Кроме того, существуют определенные отличия в самих статистических данных, приведенных в различных источниках. Например, в методике Егера коэффициент максимальной подъемной силы при посадке для эффективной механизации составляет от 2,7 до 2,9, в то время как по рекомендациям Реймера это значение ориентировочно следует брать равным 2,4. В методике Торенбика нет отдельных оговорок по данным величинам, но в /4/ представлен обширный статистический материал с указанием взлетно – посадочных характеристик для различных самолетов.

Другой проблемой на первоначальных стадиях проектирования самолета является оценка аэродинамического качества. Ключевым моментом в определении качества является статистическая оценка коэффициента сопротивления при нулевой подъемной силе. В рассматриваемых методах предложены разные подходы. Наиболее простой и, возможно, наименее точный представлен в методике Реймера. Коэффициент сопротивления определяется на основе отношения площади омываемой поверхности самолета к теоретической площади крыла (см. ПРИЛОЖЕНИЕ Е). В методике Егера предложена статистическая формула (1.1.7). В методике Торенбика для оценки коэффициента сопротивления также используются статистические формулы (1.2.19 - 1.2.23). Результаты расчетов коэффициента сопротивления при нулевой подъемной силе представлены в ПРИЛОЖЕНИИ Е.

Также в ПРИЛОЖЕНИИ Е представлены результаты расчетов аэродинамического качества самолета на максимальном и крейсерском режиме. На основании расчетов можем сделать вывод, что наиболее точные результаты позволяет получить методика по Торенбику. В данной методике используется статистический метод оценки сопротивления самолета в зависимости от размеров самолета и двигателей. Как мы видим, для типовых схем самолетов, рассматриваемых в данной дипломной работе, он дает приемлемые результаты, но для новых необычных проектов расхождения могут быть велики.

В данной дипломной работе расчеты проводились для реальных значений аэродинамического качества, которые представлены в ПРИЛОЖЕНИИ Е.

Как было сказано выше, методики по Реймеру и Торенбику были разработаны по аналогии с методикой Егера. В соответствии с методикой Егера предусматривается следующий порядок расчета параметров самолета: первоначально определяется удельная нагрузка на крыло, затем тяговооруженность самолета и в зависимости от массы полезной нагрузки и снаряжения определяются взлетная масса самолета в первом и втором приближениях.

Разработанная на основе материалов /4/ методика по Торенбику предполагает следующий порядок действий: определение удельной нагрузки на крыло в зависимости от предполагаемого значения взлетной массы (предварительное значение взлетной массы необходимо для расчета нагрузки на крыло по условию обеспечения взлета самолета). Затем на основе выбранного значения удельной нагрузки на крыло проводится расчет тяговооруженности самолета. Следующий шаг заключается в определении взлетной массы в первом приближении в зависимости от массы полезной нагрузки и снаряжения. Процесс определения взлетной массы самолета и нагрузки на крыло итерационный, и если предполагаемое значение массы и расчетное значительно отличаются, то необходимо сделать перерасчет с новой предполагаемой взлетной массой. После определения основных геометрических параметров самолета проводится расчет массы самолета во втором приближении.

Порядок действий в методике по Реймеру соответствует очередности изложения материала в /5/. В первую очередь определяется предварительное значение тяговооруженности при неизвестной нагрузке на крыло, затем на основе полученного значения тяговооруженности вычисляется удельная нагрузка на крыло, которая используется для расчета итогового значения тяговооруженности из условия набора высоты при отказавшем двигателе. На следующем этапе расчетов проводится проверка выполнения требований к величине удельной нагрузки на крыло с новым значением тяговооруженности. После определения основных параметров самолета проводится расчет массы самолета в первом и втором приближениях.

2.2 Анализ полученных результатов

2.2.1 Результаты оценки удельной нагрузки на крыло

Реальные значения удельной нагрузки на крыло для рассматриваемых прототипов имеют следующие значения: для Ту-154 511 даН/м2; для Ту-204 550 даН/м2; для Ил-96-300 600 даН/м2.

В соответствии с методой Егера были получены следующие результаты: для проекта по прототипу Ту-154 571 даН/м2. Критическим условием для данного проекта является обеспечение посадки. Завышенная расчетная удельная нагрузка на крыло может быть объяснена нереально высоким значением коэффициента максимальной подъемной силы при посадке  =2,7, которое, в соответствии с рекомендациями  /1/, используется в расчетах.  

Для проекта по прототипу Ту-204 498,5 даН/м2 . Относительно низкое значение удельной нагрузки на крыло является следствием требования к невысокой скорости захода на посадку 245 км/час. Данное значение удельной нагрузки на крыло получено из предположения, что коэффициент максимальной подъемной силы при посадке составляет 2,9, таким образом, мы видим, что для достижения приемлемых значений удельной нагрузки на крыло при неизменных требованиях к взлетно – посадочным характеристикам самолета, необходимо использовать мощную механизацию.

Для проекта по прототипу Ил-96-300 690 даН/м2. Для данного проекта критическим условием является обеспечение заданной величины скорости захода на посадку. При расчетах было принято, что коэффициент максимальной подъемной силы равен 2,9. Следует отметить, что достижение столь высоких значений коэффициента максимальной подъемной силы на практике крайне сомнительно. Относительно высокое значение удельной нагрузки на крыло по условию обеспечения крейсерского полета (703  даН/м2) является следствием большого запаса топлива: к концу полета масса самолета уменьшается почти в 1,5 раза.

Методика по Торенбику позволяет получить следующие значения удельной нагрузки на крыло: для проекта по прототипу Ту-154 514,5 даН/м2, что является наиболее близкой величиной к реальной нагрузке на крыло; для проекта по прототипу Ту-204 454 даН/м2; для проекта по прототипу Ил-96-300 550 даН/м2. Для всех проектов критическим случаем является обеспечение посадочной дистанции. Для данной методики видна общая тенденция к несколько заниженным значениям удельной нагрузки на крыло. Возможной причиной заниженной оценки является статистический характер формул. Даже в рамках данной дипломной работы видно, что диапазон реактивных магистральных самолетов огромен, и учесть основные отличия проекта дальнемагистрального широкофюзеляжного самолета от самолетов  среднего класса невозможно. Значения удельной нагрузки на крыло для проектов по прототипам Ту-204 и Ил-96-300 получены при оптимистичной оценке коэффициента максимальной подъемной силы 2,9.

В соответствии с методикой  Реймера получаем следующие величины удельной нагрузки на крыло: для проекта по прототипу Ту-154 465 даН/м2; для проекта по прототипу Ту-204 466,5 даН/м2; для проекта по прототипу Ил-96-300 498 даН/м2.

Мы видим, что методика Реймера дает явно заниженные результаты по всем проектам самолетов. Следует заметить, что во всех случаях критическим условием является обеспечение крейсерского полета. Значения удельной нагрузки, полученные в соответствии с данным условием, являются оптимальными для условий крейсерского режима, на практике же можно пожертвовать минимальным сопротивлением в условиях крейсерского полета с тем, чтобы рациональные характеристики проектируемого самолета. Таким образом, мы можем игнорировать значение удельной нагрузки на крыло по данному условию. В ПРИЛОЖЕНИИ Ж представлены некоторые результаты расчетов, на основании которых можно сделать вывод, какие изменения повлечет за собой выбор более высокой нагрузки на крыло без учета условия обеспечения оптимального крейсерского режима.

На основании приведенных в ПРИЛОЖЕНИИ Ж результатов можем сделать вывод, что без учета крейсерского режима методика Реймера позволяет получить вполне приемлемые значения удельной нагрузки на крыло, которые весьма в высокой степени соответствуют реальным значениям.

2.2.2 Результаты определения тяговооруженности самолета

Для реальных самолетов значения тяговооруженности составляют следующие значения: для Ту-154 0,35; для Ту-204 0,34; для Ил-96-300 0,3.

В соответствии с результатами, представленными в ПРИЛОЖЕНИЯХ А, Б, В методика Егера позволяет получить следующие значения тяговооруженности: для проекта по прототипу Ту-154 0,375. Для данного проекта критическим условием является обеспечение дистанции разбега, в соответствии с которым тяговооруженность определяется выбранной удельной нагрузкой на крыло. Выше было указано, что для данного проекта было получено завышенное значение нагрузки на крыло, следствием чего явилось высокое значение тяговооруженности. Для проекта по прототипу Ту-204 0,322, критическим условием является отказ двигателя при наборе высоты. Для проекта по прототипу Ил-96-300 0,331, критическим условием является обеспечение длины разбега, и, аналогично проекту по прототипу Ту-154, причиной завышенной оценки тяговооруженности стала высокая удельная нагрузка на крыло.

На основе проведенного анализа можем сделать вывод, что методика Егера позволяет получить приемлемые значения тяговооруженности, хотя и несколько завышенные вследствие нереально высоких статистических коэффициентов максимальной подъемной силы во взлетно – посадочных условиях. Данный пункт методики Егера требует корректировки.

Методика Торенбика дает несколько заниженные результаты: для проекта по прототипу Ту-154 0,261; для проекта по прототипу Ту-204 0,286; для проекта по прототипу Ил-96-300 0,239. Для проекта по прототипу Ил-96-300 критическим условием является обеспечение крейсерского полета, для проектов по прототипам Ту-154 и Ту-204 - отказ двигателя при наборе высоты. Причины несоответствия расчетных величин реальным в данной методе очень трудно поддаются анализу, т.к. формулы содержат огромное количество коэффициентов и величин, значения которых были получены на основе обработки статистических данных. Недостатки подобного подхода были указаны выше.

В соответствии с методикой Реймера также получаем  несколько заниженные значения тяговооруженности: для проекта по прототипу Ту-154 0,283, для проекта по прототипу Ту-204 0,3, для проекта по прототипу Ил-96-300 0,277. Критическим условием во всех случаях является обеспечение крейсерского полета. Низкие результаты не могут быть объяснены заниженной оценкой удельной нагрузки на крыло, о которой говорилось в 2.1.1. Из результатов, представленных в ПРИЛОЖЕНИИ Ж, видно, что при расчете с более высокой удельной нагрузкой (без учета крейсерского режима) значение тяговооруженности по условию набора высоты при отказе двигателя, которое зависит от величины удельной нагрузки на крыло, все равно остается ниже, чем в соответствии с требованиями к крейсерскому полету.

На основе проведенного анализа можем сделать вывод, что наиболее приемлемую и стабильную оценку тяговооруженности дает методика Егера.

2.2.3 Выводы о результатах определения основных параметров  проектируемых самолетов

Проведенный анализ свидетельствует о том, что методика Торенбика  позволяет получить несколько заниженные значения удельной нагрузки на крыло. Относительно методики Реймера подобное утверждение справедливо с оговорками, которые были указаны выше. С учетом того, что значения тяговооруженности для данных методик также получаются низкими, можно сделать вывод, что рассматриваемые подходы дают заниженную оценку основных параметров самолета.

Данные факты крайне нежелательны на этапе первоначального проектирования, особенно с учетом той закономерности, что в процессе доводок масса самолета, как правило, увеличивается. Таким образом, выбранные двигатели могут оказаться недостаточными для выполнения всех установленных ТТТ к проекту самолета. С одной стороны, низкие значения тяговооруженности ведут к снижению массы силовой установки, но, с другой стороны, высокая тяговооруженность обеспечивает возможность уменьшения режима работы двигателей после взлета, что снижает шум в районе аэропорта. Кроме того, высокая тяговооруженность позволяет получить более быстрый набор высоты и меньшие потери в расходе топлива на этом режиме, а также возможность полета на больших высотах.

Низкая удельная нагрузка на крыло ведет к увеличению размеров и массы самолета, но в результате увеличения нагрузки на крыло ухудшаются взлетно-посадочные характеристики проекта. Для  габаритных дальнемагистральных самолетов типа Ил-96-300 увеличение удельной нагрузки на крыло является необходимостью с целью преодоления закона «квадрата и куба», так как, при сохранении уровня напряжений в конструкции и при неизменной нагрузке на крыло масса конструкции крыла увеличивалась бы пропорционально кубу коэффициента увеличения геометрических размеров крыла. Уменьшение массы крыла в данном случае возможно через увеличение удельной нагрузки на крыло.

На основании проведенного анализа делаем вывод, что наиболее оптимальной методикой для оценки основных параметров самолета является методика Егера, которая позволяет получить приемлемые результаты и в должной степени учесть особенности проектируемых самолетов. Для данной методики следует отметить необходимость корректировки статистических значений коэффициентов максимальной подъемной силы во взлетно – посадочных условиях.

2.2.4 Определение взлетной массы в первом приближении

Результаты расчетов взлетной массы первого приближения представлены в ПРИЛОЖЕНИЯХ А, Б, В.

Для первоначальной оценки взлетной массы самолета в соответствии с методикой Егера необходимо определение относительных масс конструкции самолета, силовой установки, оборудования и топливной системы. Для нахождения данных величин используется статистика, представленная в /1/, или статистические формулы (1.1.16 – 1.1.19). Исходя из опыта выполнения курсовых работ, а также данной дипломной работы, можно сделать вывод, что для некоторых типов самолетов, в частности для тяжелых дальнемагистаральных, данные формулы не способны дать верный результат. Например, относительная масса топливной системы для проекта по прототипу Ил-96-300 при расчете по формуле 1.1.19 составляет 0,58, из чего следует вывод, что существование самолета с заданными параметрами невозможно. Также ошибочные результаты дает формула для определения относительной массы оборудования (см. ПРИЛОЖЕНИЕ Б, Таблица Б.5). Таким образом, данные статистические формулы требуют уточнения и корректировки. В соответствии с методикой Егера взлетная масса проекта по прототипу Ту-154 составляет 82500 кг, проекта по прототипу Ту-204 – 96732,2 кг, проекта по прототипу Ил-96-300 – 201639,4 кг. Результаты расчетов имеют правдоподобные значения, но взлетная масса проекта по прототипу Ту-204 несколько превышает значение взлетной массы реального Ту-204 (94000 кг). Данное завышение явилось следствием завышенной статистической оценки относительной массы конструкции, которая в соответствии с рассматриваемой методикой превышает 30%.

Для проекта по прототипу Ил-96-300 первоначально установленные двигатели ПС-90А не достаточны для удовлетворения требований к проекту. Данный факт явился следствием завышенной оценки тяговооруженности, о которой упоминалось выше. Для проекта по прототипу Ил-96-300  предусматривается установка двигателей Роллс – Ройс RB211-22, у которых взлетная тяга равна 19050 даН, а удельный расход топлива на крейсерском режиме равен  0,61 кг/кгс*час. Высокий удельный расход топлива ведет к увеличению массы топлива, расходуемой на полет.

Характеристики рассматриваемых в данной дипломной работе двигателей представлены в ПРИЛОЖЕНИИ К.

В методике Торенбика для определения взлетной массы в первом приближении также используется статистика: массу несъемного оборудования для всех транспортных самолетов принимают равной 500 кг, а масса пустого самолета определяется размерами фюзеляжа по статистической зависимости, представленной в /4/. Расчет относительной массы топлива  ведется в соответствии с уравнением Бреге.

По данной методике были получены следующие величины взлетной массы: для проекта по прототипу Ту-154 взлетная масса равна 74921,8 кг, для проекта по прототипу Ту-204 – 75659,6 кг, для проекта по прототипу Ил-96-300 – 195190,7 кг. Мы видим, что расчетные значения взлетной массы несколько меньше реальных, что можно объяснить заниженной оценкой относительной массы топлива, которая имеет место в данной методике.

В соответствии с методикой Реймера взлетная масса в первом приближении для проекта по прототипу Ту-154 составляет 81031,8 кг, для проекта по прототипу Ту-204 – 77526,5 кг, для проекта по прототипу Ил-96-300 – 225279,3 кг. В соответствии с рассматриваемой методикой для определения взлетной массы самолета необходима оценка относительной массы топлива на основе коэффициентов массы самолета на различных этапах полета, а также оценка относительной массы пустого снаряженного самолета по статистической формуле (1.3.14). Метод оценки массы топлива с помощью коэффициентов массы дает весьма реалистичные результаты и позволяет учесть специфичные требования к профилю полета и продолжительности режима ожидания, кроме того, он очень прост и удобен в применении. Статистическая формула для оценки относительной массы пустого самолета дает завышенные результаты для тяжелых дальнемагистральных  самолетов, что ведет к большому расхождению между значениями взлетных масс в первом и втором приближениях. Например, для проекта по прототипу Ил-96-300 относительная масса пустого снаряженного самолета в первом приближении составляет 0,4917, а при расчете во втором приближении эта величина получается равной 0,4713. В результате завышения относительной массы пустого самолета величина взлетной массы проекта по прототипу Ил-96-300 превышает реальную взлетную массу самолета Ил-96-300.  Таким образом, данная формула требует уточнения и корректировки.

На основе проведенного анализа делаем вывод, что наиболее приемлемым подходом для определения взлетной массы самолета в первом приближении является методика Реймера, так как она позволяет получить приемлемые результаты и наиболее проста. Недостатком является оценка относительной массы пустого самолета, которая определяется статистической зависимостью. Вполне очевидно, что на основе обработки статистических данных невозможно разработать уравнение, позволяющее получить точные значения для всех реактивных магистральных самолетов, так как даже в рамках данной дипломной работы видно, что диапазон таких самолетов огромен.   

2.2.5 Определение взлетной массы во втором приближении

Расчет взлетной массы во втором приближении ведется на основе значения взлетной массы в первом приближении.

В соответствии с методикой Егера вычисляются относительные массы основных агрегатов и отдельных групп оборудования по статистическим зависимостям. Основным недостатком данной методики является определение относительной массы оборудования и силовой установки для всей группы в целом, а затем разделение по составляющим, которое, по большому счету, не имеет смысла. Данный подход ведет к тому, что ошибки в статистическом определении массы оборудования в первом приближении переходят в расчет во втором приближении.

Расчет взлетной массы во втором приближении в соответствии с рассматриваемой методикой дает следующие результаты: для проекта по прототипу Ту-154 взлетная масса равна 84235,6 кг, для проекта по прототипу Ту-204 – 92467,25 кг, для проекта по прототипу Ил-96-300 – 218755,9 кг. Итоговые весовые сводки представлены в ПРИЛОЖЕНИЯХ А, Б, В.

Определение взлетной массы во втором приближении в соответствии с методикой Торенбика  проводится в виде расчета абсолютных масс основных агрегатов самолета, за исключением крыла, масса которого вычисляется в относительной форме, и составляющих элементов групп самолета. В ходе проведения расчетов были обнаружены некоторые неточности и ошибки в статистических формулах, которые обсуждались в разделе 1.2. В ПРИЛОЖЕНИИ И представлены некоторые результаты расчетов по формулам, представленным в /4/, и по их видоизмененной форме.

В соответствии с рассматриваемой методикой были получены следующие результаты: взлетная масса во втором приближении для проекта по прототипу Ту-154 составляет 78990,9 кг, для проекта по прототипу Ту-204 – 78929,7 кг, для проекта по прототипу Ил-96-300 – 203752,9 кг. Невысокие значения взлетных масс для проектов по прототипам Ту-154 и Ту-204 объясняются вышеуказанной заниженной оценкой массы топлива.

В соответствии с методикой Реймера определение взлетной массы во втором приближении основано на вычислении абсолютных масс основных агрегатов самолета и составляющих элементов силовой установки и оборудования. Отличительной особенностью данной методики является подробное разделение на компоненты отдельных групп весовой сводки самолета, а также вполне обоснованная независимость некоторых элементов группы оборудования от взлетной массы. Например, масса электрооборудования определяется его мощностью и длиной электропроводки (расстояние от генераторов до кабины экипажа), а масса гидравлической системы зависит от размеров самолета и количества функций, выполняемых органами управления. Таким образом, в соответствии с данной методикой возможна более объективная оценка массы оборудования и силовой установки с учетом современных тенденций миниатюризации технических приборов.

Методика по Реймеру позволяет получить следующие значения взлетной массы во втором приближении: для проекта по прототипу Ту-154 взлетная масса равна 79838,2 кг, для проекта по прототипу Ту-204 – 73315,9 кг, для проекта по прототипу Ил-96-300 – 214815,97 кг.

Расчетные значения взлетных масс для проектов по прототипам Ту-154 и Ту-204 значительно ниже реальных. Низкие значения взлетных масс в комбинации с заниженной оценкой тяговооруженности, о которой упоминалось выше, ведет к тому, что тяга первоначально установленных двигателей в большой степени избыточна для рассматриваемых проектов, и существует возможность поставить менее мощный двигатель. Данная ситуация опасна в том плане, что если дальнейшие  детальные расчеты покажут, что взлетная масса должна быть увеличена, то это может привести к необходимости перерасчета всех параметров самолета с самого начала, так как резервы по тяге могут оказаться недостаточными. Анализ весовых сводок позволяет сделать следующие выводы: методика Реймера позволяет получить для всех проектов весьма точные результаты по массе конструкции и силовой установки; масса оборудования в среднем в два раза меньше, чем по оценкам методик Егера и Торенбика.

Результаты расчетов основных параметров проектируемых самолетов и  их взлетной массы представлены в виде диаграмм и входят в состав графической документации к данному дипломному проекту.

Анализ трех рассмотренных методик, а также результатов расчетов основных параметров и взлетной массы самолетов проводился с целью разработки новой методики, которая, по возможности, исключала бы все недостатки вышеприведенных подходов.  Данная методика разрабатывается в разделе 3.

3 РАЗРАБОТКА УТОЧНЕННОЙ МЕТОДИКИ РАСЧЕТА ОСНОВНЫХ  ПАРАМЕТРОВ САМОЛЕТА

В процессе анализа были сделаны следующие выводы: оптимальной методикой для оценки основных параметров самолета является методика Егера, расчет взлетной массы в первом и втором приближениях имеет смысл проводить по методике Реймера. Таким образом, с учетом результатов, полученных по методикам Егера и Реймера, новая метода позволит получить более точные значения основных технических параметров самолета: удельной нагрузки на крыло и тяговооруженности, а также вычислить взлетную массу проектируемых самолетов наиболее объективным способом. Результаты расчетов представлены в ПРИЛОЖЕНИИ Л.

Предлагаемая методика предусматривает следующий порядок выбора основных параметров самолета:

3.1 Выбор удельной нагрузки на крыло и типа механизации крыла

Величина удельной нагрузки на крыло выбирается с учетом ее влияния на основные качества самолета и должна удовлетворять следующим условиям:

  1.  Обеспечение заданной скорости захода на посадку /1/:

,                                              (3.1.1)

где  берется по статистике в зависимости от системы механизации крыла:

Для эффективной механизации         

                                                                         

Для слабой механизации  .

  1.  Обеспечение крейсерского полета /1/:

,                     (3.1.2)

где  берется для скорости, соответствующей числу М=1 на заданной высоте полета (или соответствует величине - скорости звука на этой высоте);

     ,                                       (3.1.3)

где

                                                                                  (3.1.4)                                                          

Коэффициент сопротивления при нулевой подъемной силе  может быть определен по приближенной формуле (3.1.5) /2/:

     (3.1.5)     Эффективное удлинение крыла /2/:

                                                                                        (3.1.6)                                                        

Относительная масса топлива  определяется из уравнения /5/:

                              ,                                (3.1.7)

где /1/

                                  ,                                            (3.1.8)

где параметр  в дозвуковой зоне может быть выражен как

                                     ,                                                     (3.1.9)

где К = 1,02 для трапециевидных крыльев с  /2/.

За расчетное значение удельной нагрузки на крыло принимается наименьшее из значений:

                                        (, )

Вычисленную удельную нагрузку на крыло следует сравнить со статистическими данными для аналогичных самолетов. В случае больших расхождений необходимо пересмотреть ТТТ.

3.2 Определение потребной тяговооруженности самолета

Для реактивных магистральных самолетов следует рассмотреть следующие условия выбора потребной тяговооруженности:

  1.  условие набора высоты при одном отказавшем двигателе /1/:

,                         (3.2.1)          

где  задается НЛГС-2 для соответствующего числа двигателей;

/4/;

- аэродинамическое качество самолета при разбеге,  = 8...10 для дозвуковых самолетов /1/.

На расчетном этапе полета (механизация крыла отклонена во взлетное положение, шасси убрано) градиент набора  должен составлять значения, указанные в Таблице 3.2.1 /1/.

Таблица 3.2.1 - Значения градиента набора высоты на расчетном этапе полета

2

0,024

3

0,027

4

0,030

  1.  условие обеспечения горизонтального полета /1/:

При полете на  высоте

,                            (3.2.2)

 где - относительная плотность воздуха на высоте Н;

- коэффициент, учитывающий изменение тяги по скорости полета /1/:

,                   (3.2.3)

- коэффициент, учитывающий степень дросселирования двигателя. Обычно он принимается равным 0,8...0,9 /1/.

  1.  условие обеспечения полета на потолке /1/:

,                                (3.2.4)

где коэффициент  рассчитывается для скорости .

  1.  условие обеспечения заданной длины разбега самолета при взлете  /1/:

,          (3.2.5)

где ,  и  берутся по статистике;

можно принимать:

                                       1,9...2,1 – при эффективной механизации крыла;

            =             

                                       1,3...1,5 – при средней механизации крыла;

 выбирается в соответствии с рекомендациями /1/.         

За расчетную величину тяговооруженности самолета принимают наибольшее значение из вычисленных по вышеприведенным формулам.                                                                               

                                    (,, , )  

Вычисленную тяговооруженность следует сравнить со статистическими данными для аналогичных самолетов. В случае больших расхождений необходимо пересмотреть ТТТ.  

3.3 Определение взлетной массы самолета в первом приближении

Определяются абсолютные массы полезной нагрузки и экипажа и относительные массы пустого самолета и топлива. Из уравнения существования вычисляется взлетная масса в первом приближении. Так как относительная масса пустого самолета зависит от взлетной массы, то процесс вычисления взлетной массы итерационный. Таким образом, необходимо на основе статистического материала выбрать предварительное значение взлетной массы проектируемого самолета. Если вычисленная взлетная масса отличается от предварительной не более чем на 3 – 5%, то полученную расчетную величину можно принять за окончательное значение взлетной массы первого приближения. В противном случае необходимо провести повторный расчет при новом значении предполагаемой взлетной массы.

3.3.1 Определение массы полезной нагрузки

Приближенно масса полезной (коммерческой) нагрузки может быть определена по следующей формуле /2/:

                              ,                                    (3.3.1)

где  средняя масса одного пассажира, 75 кг;

масса багажа, перевозимого одним пассажиром, 30 кг – для магистральных самолетов, 15 кг – для самолетов местных линий;

1,3 – коэффициент, учитывающий массу дополнительного платного груза и почты.

Масса экипажа  определяется следующим образом:

                                          ,                                              (3.3.2)

где число членов экипажа, выбирается по /1/;

=75 кг.

3.3.2 Определение относительной массы пустого самолета

Для реактивного транспортного самолета статистическая зависимость для определения относительной массы пустого самолета имеет вид /5/:

,          (3.3.3)

где  в кг;  в даН/м2.

3.3.3 Определение относительной массы топлива

Необходимое на полет количество топлива зависит от профиля полета, аэродинамических характеристик самолета и удельного расхода топлива двигателем. В первом приближении можно принять, что масса топлива пропорциональна массе самолета, тогда относительная масса топлива практически не зависит от массы самолета. Относительная масса топлива может быть определена на основе заданного профиля полета, а также статистических оценок аэродинамических характеристик и удельного расхода топлива.

Таким образом, для определения относительной массы топлива необходимо задать профиль полета. Например, типовой профиль полета для магистрального самолета представлен на Рисунке 3.3.1.

Рисунок 3.3.1 - Типовой профиль полета магистрального самолета

Профиль полета необходимо разделить на характерные этапы. Для данного профиля имеет смысл следующее деление: (0-1) запуск двигателей и взлет, (1-2) набор высоты, (2-3) крейсерский полет, (3-4) режим ожидания, (4-5) снижение перед посадкой, (5-6) посадка и руление.

Расчет проводим при помощи коэффициентов массы самолета по участкам полета  - отношение массы самолета в конце i – го участка полета к массе самолета в начале того же участка.  

Коэффициент массы на участке запуска двигателей и взлета определяется по статистике /5/:

0,97 – 0,99                                   (3.3.4)

Коэффициент массы на участке набора высота и разгона /5/:

                        (3.3.5)

Формула (3.3.5) справедлива при разгоне от М =0,1. Если это условие не выполняется, то сначала рассчитывается коэффициент массы для разгона от М=0,1 до требуемого числа М начала  разгона, и затем делится на коэффициент массы при разгоне от М =0,1 до числа М конца разгона. Например, коэффициент массы при разгоне от М =0,1 до М =0,8 равен 0,9805, тогда как при  ускорении от М =0,1 до М =2,0 коэффициент массы составляет 0,937. При разгоне от М =0,8 до М =2,0 коэффициент массы будет равен (0,937/0,9805) или 0,956.

Коэффициент массы на крейсерском участке определяется при помощи уравнения Бреге /5/:

                                                                                     (3.3.6)

Аналогичным образом определяется коэффициент массы на режиме ожидания /5/:

                                                       ,                                   (3.3.7)

где Е – продолжительность режима ожидания, час;

в кг/кгс*час.

На этапе предпосадочного снижения коэффициент массы определяется по статистике /5/:

0,990 – 0,995                               (3.3.8)

На участке посадки и руления коэффициент массы определяется также по статистике /5/:

0,992 – 0,997                               (3.3.9)

Определяем общий коэффициент изменения массы самолета:

              (3.3.10)

Относительная масса необходимого на полет топлива определяется следующим образом /5/:

,                              (3.3.11)

где 1,06 – коэффициент, учитывающий резервное и невыкачиваемое топливо.

3.3.4 Определение взлетной массы самолета в первом приближении /5/

                            (3.3.12)  

Так как определение взлетной массы в первом приближении предполагает задание некоторого предполагаемого значения взлетной массы, которое выбирается на основе статистического материала, то  расчет необходимо проводить до тех пор, пока предполагаемое и расчетное значения не станут равными с допускаемой погрешностью в 3-5%.

3.4 Определение основных абсолютных размеров самолета

На основе статистических данных выбираются относительные параметры самолета , , , .

Зная выбранные величины ,  и вычисленную величину , определяем основные абсолютные параметры самолета в соответствии со следующими формулами:

площадь крыла:     ,                                    (3.4.1)

где , даН/м2;

взлетная тяга двигателей:       ,                                     (3.4.2)

где   , даН;

размах крыла:                                                                             (3.4.3)

площади оперения:                                                              (3.4.4)

                                                (3.4.5)

плечи оперения:                                                              (3.4.6)

                                           (3.4.7)

хорды для крыла и оперения определяются по следующим зависимостям:

                                                (3.4.8)

                                                (3.4.9)  

                                 (3.4.10)

3.5 Весовой расчет самолета

При выполнении весового расчета самолета определяются абсолютные значения масс основных агрегатов, составляющих элементов группы силовой установки и оборудования, уточняется состав и масса целевой и служебной нагрузки. В результате расчета происходит дальнейшее уточнение взлетной массы самолета. Весовая сводка самолета, которая составляется по результатам весового расчета, определяет взлетную массу самолета второго приближения. Все формулы для оценки абсолютных масс частей самолета заимствованы из источника /5/. Вследствие перевода единиц измерения США в метрическую систему измерения коэффициенты в формулах изменены.

3.5.1 Масса крыла

,      (3.5.1)

где - расчетная перегрузка, ;

эксплуатационная перегрузка;

- суммарная площадь органов управления, расположенных на крыле, м2 .

 

3.5.2 Масса оперения

3.5.2.1 Масса горизонтального оперения

,       (3. 5.2)

где  - ширина фюзеляжа в месте пересечения с ГО, м;

= 1,143 для цельноповоротного стабилизатора;

=1,0 в остальных случаях;

- радиус инерции самолета по тангажу; , м.

3.5.2.2 Масса вертикального оперения

,                 (3. 5.3)

где= 0,0 для нормальной схемы ГО;

=1,0 - для Т-образной схемы;

- радиус инерции самолета по рысканию; , м;

3.5.3 Масса фюзеляжа

,     (3.5.4)

где =                                                  

- конструкционная высота фюзеляжа, м;

= 1,0 если грузовые двери отсутствуют;

=1,06 если грузовые двери расположены по одну сторону;

=1,12 если грузовые двери расположены по обе стороны;

=1,12 при грузовом люке сзади;

=1,25 если грузовые двери расположены с двух сторон и есть задний грузовой люк;

= 1,12 если шасси крепится к фюзеляжу;

=1,0 в остальных случаях;

- конструкционная длина фюзеляжа, м (не учитывает обтекатель оперения);

площадь омываемой поверхности фюзеляжа, м2;

Для фюзеляжа с цилиндрической средней частью справедлива следующая приближенная формула (при ) /4/:

                                    (3. 5.5)

Если поперечное сечение фюзеляжа не круглое, то расчет проводится в соответствии с ПРИЛОЖЕНИЕМ В /4/.                      

3.5.4 Масса шасси

3.5.4.1 Масса основной опоры шасси

,              (3.5.6)

где = 1,126 для убирающегося шасси;

=1,0 в остальных случаях;

- длина основной стойки шасси, м;

- расчетная посадочная масса самолета, кг, ;

-  количество колес основного шасси (на каждую стойку);

- расчетная перегрузка при посадке,  ;

Для тяжелых транспортных самолетов = 2,5.

- количество стоек основного шасси;

скорость сваливания, , км/ч.

3.5.4.2 Масса носовой опоры шасси

,                        (3.5.7)

где = 1,15 для убирающегося шасси;

=1,0 в остальных случаях;

- длина носовой стойки шасси, м;

- количество колес носового шасси;

3.5.5 Масса группы гондол                                                          

,          (3.5.8)

где= 1,017 для гондол, установленных на пилонах;

=1,0 в остальных случаях;

- масса двигателя и содержимого, кг (на гондолу) (см. формулу (3.5.9));

количество двигателей;

- длина гондолы, м;

- ширина гондолы, м;

площадь омываемой поверхности гондолы, м2; может быть определена в соответствии с ПРИЛОЖЕНИЕМ В /4/.       

   Масса группы гондол учитывает массу системы подвода воздуха.

3.5.6 Масса силовой установки

3.5.6.1 Масса установленного двигателя

,                              (3.5.9)

где = 1,4 для винтового двигателя;

=1,0 в остальных случаях;

= 1,18 при наличии реверса тяги;

=1,0 в остальных случаях.

3.5.6.2 Масса системы управления двигателями

,                    (3.5.10)                                                                 

где- расстояние от торца двигателя до кабины экипажа, суммарное, если несколько двигателей, м;

3.5.6.3 Масса системы запуска двигателей                                                                                   

      (3.5.11)   

3.5.6.4 Масса топливной системы                                                      

                          ,       (3.5.12)                                            

 где- количество топливных баков;

- объем используемых топливных баков, м3;

- суммарный объем топлива, м3;

- объем герметизированных топливных баков, м3;

Объем топливных баков приближенно может быть определен  следующим образом /4/:

                           (3.5.13)

3.5.7 Масса оборудования и управления

3.5.7.1 Масса системы управления полетом

,                 (3.5.14)                                        

где  - момент инерции рыскания, кг*м2 ;

,                                      (3.5.15)                                                          

где -  безразмерный радиус инерции, значения которого для транспортных реактивных самолетов равны:

0,44 - с двигателями на фюзеляже;

0,46 - если два двигателя на крыле;

0,45 - если четыре двигателя на крыле;

-  количество функций, выполняемых органами управления (обычно 4 – 7);

-  количество автоматических функций (обычно 0 – 2);  

- общая площадь органов управления, м2 .

3.5.7.2 Масса вспомогательной силовой установки

                            (3.5.16)

 3.5.7.3 Масса измерительной аппаратуры                                                     

,                (3.5.17)

где= 1,133 для поршневого двигателя;

=1,0 в остальных случаях;

= 0,793 для турбовинтового двигателя;

 =1,0 в остальных случаях;

число членов экипажа;

 3.5.7.4 Масса гидравлической системы, электрооборудования и авионики                                              

                             (3.5.18)

                                        ,                  (3.5.19)

где- длина электропроводки, от генераторов до кабины экипажа, м;

-  количество функций, выполняемых органами управления (обычно 4 – 7);

количество генераторов, обычно ;

- мощность электрооборудования,   (обычно 40 – 60 для транспортных самолетов;                                                        

,                                    (3.5.20)

где  -  масса неустановленной  авионики, кг (обычно 244 – 427 кг).

 3.5.7.5 Масса отделки                                     

                    (3.5.21)

где площадь омываемой поверхности фюзеляжа, м2;

 

3.5.7.6 Масса системы кондиционирования и противообледенительной системы

                    ,        (3.5.22)

- число людей на борту (экипаж и пассажиры);

- объем гермокабины, м3 ;                                                         

            (3.5.23)

 3.5.7.7 Масса погрузочно-разгрузочного оборудования                                         

                                                 (3.5.24)

4 АНАЛИЗ РЕЗУЛЬТАТОВ РАСЧЕТОВ В СООТВЕТСТВИИ  С УТОЧНЕННОЙ МЕТОДИКОЙ

Результаты расчетов в соответствии с комбинированной методикой представлены в ПРИЛОЖЕНИИ Л.

С учетом корректировки статистических значений коэффициентов максимальной подъемной силы во взлетно-посадочных условиях для рассматриваемых проектов были получены приемлемые значения удельной нагрузки на крыло: для проекта по прототипу Ту-154 518 даН/м2 (фактическое значение равно 511 даН/м2); для проекта по прототипу Ил-96-300 592,5 даН/м2 (фактическое значение равно 600 даН/м2). Фактическое значение удельной нагрузки на крыло для самолета Ту-204 составляет 550 даН/м2, а расчетное - в соответствии с комбинированной методикой  – всего лишь 429,5 даН/м2. Причиной заниженной оценки нагрузки на крыло явилось требование к низкой скорости захода на посадку: 245 км/ч. Таким образом, для получения приемлемых значений удельной нагрузки на крыло необходим пересмотр тактико-технических требований к данному проекту.

Расчетные значения тяговооруженности для рассматриваемых проектов весьма точно соответствуют фактическим: для проекта по прототипу Ту-154 0,349 (реальная тяговооруженность составляет 0,35), для проекта по прототипу Ту-204 0,322 (реальное значение тяговооруженности равно 0,34), для проекта по прототипу Ил-96-300 расчетная тяговооруженность равна 0,316 при фактическом значении 0,3.

Оценка взлетных масс в первом приближении для рассматриваемых проектов значительно отличается от реальных значений: для проекта по прототипу Ту-154 расчетная взлетная масса составляет 79518,96 кг (реальная -  92000 кг); для проекта по прототипу Ту-204 расчетная взлетная масса равна 77929,23 кг (фактическое значение - 94000 кг); для проекта по прототипу Ил-96-300 расчетная взлетная масса составляет 238450,4 кг (реальное значение взлетной массы - 216000 кг).

Оценка взлетной массы в первом приближении очень важна, так как на ее основе определяются основные абсолютные размеры самолета, проводится расчет самолета во втором приближении, вычисляется абсолютная масса топлива и потребная тяга двигателей. Так, для проекта по прототипу Ил-96-300 вследствие завышенной оценки взлетной массы в первом приближении масса топлива составляет ≈ 80 тонн вместо реальных 60 тонн (см. Таблицу Л.7), кроме того, необходима установка более мощных, но менее экономичных двигателей Роллс-Ройс RB211-22. Характеристики двигателей представлены в ПРИЛОЖЕНИИ К.

Большой разброс в значениях взлетных масс, скорее всего, явился следствием оценки относительной массы пустого самолета. В рассматриваемой комбинированной методике оценка взлетной массы самолета в первом приближении была заимствована из методики Реймера, в которой относительная масса пустого самолета для всех реактивных транспортных самолетов вычисляется по статистической экспоненциальной зависимости (3.3.3). Вполне очевидно, что одним уравнением невозможно обеспечить высокую точность оценки для всех магистральных самолетов, так как даже в рамках данной дипломной работы видно, что диапазон взлетных масс самолетов данного класса велик. Таким образом, подход к оценке относительной массы пустого самолета требует дальнейшего усовершенствования.  

Расчет взлетной массы во втором приближении был также заимствован из методики Реймера. Расчет второго приближения состоит в определении абсолютных масс основных компонентов самолета и составлении результирующей весовой сводки. Абсолютная масса топлива определяется как произведение относительной массы топлива на взлетную массу в первом приближении. На основе весовых сводок, представленных в ПРИЛОЖЕНИИ Л, а также диаграмм, представленных в графической документации к данной дипломной работе, можем сделать вывод, что оценка массы конструкции и силовой установки в соответствии с комбинированной методикой весьма точно соответствует реальным значениям, в то время как масса оборудования  в два  и более раза меньше реальных значений. Как было указано выше, оценка массы оборудования в соответствии с методикой Реймера, возможно, наиболее объективно отражает современные тенденции к миниатюризации оборудования и по многим параметрам весьма обоснованно не зависит от взлетной массы самолета. Именно оценка массы оборудования явилась причиной больших расхождений расчетных и фактических взлетных масс: для проекта по прототипу Ту-154 расчетная взлетная масса равна 77446,9 кг, реальная - 92000 кг; для проекта по прототипу Ту-204 расчетное значение взлетной массы составляет 75699,7 кг, фактическое - 94000 кг; для проекта по прототипу Ил-96-300 расчетная взлетная масса равна 221291,9 кг, реальная - 216000 кг. Причины завышенной оценки взлетной массы для проекта по прототипу Ил-96-300 рассмотрены выше.

На основе проведенного анализа можем сделать вывод, что рассматриваемая комбинированная методика позволяет достаточно точно оценить основные параметры проектируемых самолетов, а также вычислить взлетную массу самолета в первом и втором приближениях, хотя необходимо дальнейшее совершенствование отдельных этапов процесса эскизного проектирования.

5 ПЕРСПЕКТИВЫ ВЕСОВОГО СОВЕРШЕНСТВОВАНИЯ САМОЛЕТОВ

Расчетные параметры самолетов, полученные в соответствии с тремя рассмотренными методиками, а также в соответствии с уточненной методикой, отражают существующий в настоящее время уровень технологий проектирования самолетов. Но по оценкам специалистов (см. /8/) примерно к 2010 году технологии проектирования и производства самолетов смогут достичь нового уровня и позволят уменьшить взлетную массу самолета на величину порядка 25%. На основе данных, представленных в /8/, усовершенствование процесса создания самолета будет проводиться по следующим направлениям: совершенствование характеристик обтекаемости крыла; совершенствование других аэродинамических характеристик, к которым относятся активное регулирование распределения нагрузки по крылу с целью уменьшения индуктивного сопротивления, совершенствование аэродинамики всех подвижных поверхностей управления и др.  Совершенствование систем управления включает в себя комплексное модульное управление полетом, использование механически простой механизации крыла, обеспечивающей увеличение подъемной силы во взлетно-посадочных условиях, но одновременно не  требующей больших эксплуатационных расходов и др. Совершенствование технологий проектирования конструкции планера подразумевает широкое использование композиционных материалов в конструкции крыла и оперения, а также обеспечение полностью подкрепленной обшивки фюзеляжа с целью придания ему большей жесткости. Совершенство силовой установки прежде всего определяется по величине  удельного расхода топлива.

На основе данных из /8/ можем построить диаграмму, изображенную на Рисунке 5.1, которая отражает характерный вклад в уменьшение взлетной массы самолета отдельных направлений совершенствования технологий проектирования и производства самолета.

Рисунок 5.1 – Анализ влияния совершенства технологий на взлетную массу самолета

Таким образом, взлетная масса проектируемых самолетов с учетом применения технологий 2010 года примет значения, указанные в Таблице 5.1.

Таблица 5.1 – Оценка влияние уровня технологий на величину взлетной массы

Взлетная масса для проекта по прототипу, кг

Ту-154

Ту-204

Ил-96-300

Существующий уровень технологий

77446,85

75699,693

221291,6

Технологии 2010 года

58085,13

56774,77

165968,7

6 ОЦЕНКА ВЛИЯНИЯ МАССЫ ПУСТОГО САМОЛЕТА НА ЕГО СТОИМОСТЬ И РАСХОДЫ НА ТЕХНИЧЕСКОЕ ОБСЛУЖИВАНИЕ С УЧЕТОМ СОВЕРШЕНСТВОВАНИЯ ПРОЦЕССА ПРОЕКТИРОВАНИЯ

Целью данной дипломной работы является рассмотрение трех методик поэлементного расчета масс и разработки на их основе новой наиболее оптимальной методики. Рассматривается три основных подхода к определению массы самолета: методика Егера, методика Торенбика и методика Реймера. Расчеты проводятся для трех проектов, прототипами для которых являются существующие самолеты Ту-154, Ту-204 и Ил-96-300.

Критерием экономичности для проектов будем рассматривать стоимость самолетов без двигателей, а также расходы на текущий ремонт и техническое обслуживание самолета. Данные величины непосредственно определяются значением массы пустого самолета. В результате проведенных расчетов в соответствии с методиками Егера, Торенбика и Реймера, а также новой комбинированной методики получаем следующие результаты для массы пустого самолета рассматриваемых проектов:

Рисунок 6.1 – Масса пустого самолета для проекта по прототипу Ту-154

Рисунок 6.2 – Масса пустого самолета для проекта по прототипу Ту-204

Рисунок 6.3 – Масса пустого самолета для проекта по прототипу Ил-96-300

Таким образом, мы видим, что методика Егера и Торенбика позволяют получить наибольшую массу пустого самолета, в то время как в соответствии с методикой Реймера получаем значительно меньшие значения массы при тех же исходных параметрах. Новая разработанная методика дает наилучшие результаты, так как мы получаем наименьшую массу пустого самолета, а, следовательно, можем говорить об экономии средств на основе нижеприведенных формул:

,              (6.1)

где  - стоимость самолета без двигателей, руб.;

- коэффициент, учитывающий серийность самолета:

                                              (6.2)

- коэффициент, учитывающий расчетную крейсерскую скорость самолета:

                                                 (6.3)

С учетом того, что для целей данной работы количество самолетов в серии не имеет значение, то формулу (6.1) можем представить в виде:

         (6.4)

где

- коэффициент, учитывающий новизну предлагаемых методов проектирования а, следовательно, усложнение (модернизацию) технологии производства и эксплуатации проектируемых самолетов. С одной стороны, совершенствование процесса проектирования самолетов предполагает внедрение новых технологий, что требует увеличения расходов, но с другой стороны, более прогрессивные технологии направлены на сокращение времени проектирования самолета и упрощение процесса эксплуатации.

Для методики Егера принимаем =1; для методики Торенбика - =1,06; для методики Реймера - =1,12; для новой комбинированной методики =1,12.

Результаты расчетов представлены в Таблицах 6.1, 6.2:

Таблица 6.1 – Стоимость самолета без двигателей

Стоимость самолета без двигателей, руб.

Проект по прототипу:

Егер

Торенбик

Реймер

Новая метода

Ту-154

16813893

17518727

16350452

15817302

Ту-204

19201492

17959724

15104434

15906101

Ил-96-300

39085646

41668229

40206910

39966445

Таблица 6.2 – Стоимость самолета без двигателей в относительных величинах

Относительная стоимость самолета без двигателей

Проект по прототипу:

Егер

Торенбик

Реймер

Новая метода

Ту-154

0,9598

1

0,9333

0,9029

Ту-204

1

0,9353

0,7866

0,8284

Ил-96-300

0,9380

1

0,9649

0,9592

В соответствии с результатами, представленными в Таблицах 6.1 и 6.2, мы видим, что новая методика дает наиболее экономичные проекты самолетов, за исключением проекта по прототипу Ту-204, где стоимость самолета без двигателей несколько превышает стоимость проекта по методике Реймера. Но как было показано в предыдущих главах самолет, спроектированный в соответствии с новой методикой, обладает улучшенными взлетно – посадочными характеристиками, т.е. более мощной силовой установкой, что и явилось причиной увеличения массы пустого самолета, повлекшее за собой некоторое увеличение стоимости самолета. Но как мы видим из результатов расчетов это увеличение весьма незначительное: порядка 4%.

Аналогичные результаты получены при расчете расходов на текущий ремонт и техническое обслуживание самолетов; результаты приведены ниже.

Проведем расчет расходов на текущий ремонт и техническое обслуживание самолета:

,              (6.5)

где  для самолетов, оснащенных ТРДД;

- коэффициент, учитывающий новизну предлагаемых методик, а, следовательно, модернизацию процесса технического обслуживания и ремонта самолетов. С одной стороны, необходимо учесть затраты на процесс обучения иному подходу к техническому обслуживанию самолета, но с другой стороны, процесс совершенствования самолетного оборудования предполагает сокращение времени на техническое обслуживание и уменьшение сложности процесса технического обслуживания и ремонта.

Для методики Егера принимаем =1; для методики Торенбика - =1,03; для методики Реймера - =1,06; для новой разработанной автором дипломного проекта методики =1,06.

Результаты расчетов приведены в Таблицах 6.3 и 6.4

Таблица 6.3 – Расходы на техническое обслуживание самолетов

Расходы на техническое обслуживание самолетов, руб./час

Проект по прототипу:

Егер

Торенбик

Реймер

Новая метода

Ту-154

70,6685

71,86718

67,3873

65,7020

Ту-204

77,9161

73,2018

63,4015

65,9847

Ил-96-300

137,5796

142,4627

134,9982

134,2827

Таблица 6.4 – Расходы на техническое обслуживание самолетов в относительных величинах

Относительные расходы на техническое обслуживание самолетов

Проект по прототипу:

Егер

Торенбик

Реймер

Новая методика

Ту-154

0,9833

1

0,9377

0,9142

Ту-204

1

0,9395

0,8137

0,8469

Ил-96-300

0,9657

1

0,9476

0,9426

На основе представленных результатов можем сделать вывод, что самолеты, спроектированные в соответствии с новой комбинированной методикой, наиболее экономичны, так как стоимость самолетов и расходы на техническое обслуживание наименьшие.

7 ОБЕСПЕЧЕНИЕ ТРЕБОВАНИЙ ОХРАНЫ ОКРУЖАЮЩЕЙ СРЕДЫ И ТЕХНИКИ БЕЗОПАСНОСТИ

Для целей данной дипломной работы обеспечение требований охраны окружающей среды рассматриваются с точки зрения влияния величины массы пустого самолета при неизменных ТТТ к проекту на экологическую нагрузку, оказываемую самолетом на окружающую среду. Требования к технике безопасности рассматриваются при организации рабочего места пользователя ПЭВМ.

7.1 Влияние величины массы пустого самолета на экологическую нагрузку, оказываемую им на  окружающую среду

«Экономисты и футурологи предсказывают в ближайшие десятилетия значительную интенсификацию авиационного транспорта при почти неизменном количестве аэропортов, что неизбежно приведет к увеличению экологической нагрузки на каждый из них. Уже сейчас один цикл работы (взлет/посадка) авиалайнера даже среднего класса приводит к выбросу такого количества отдельных вредных веществ, которое образуется при непрерывной работе порядка сотни автомобилей в течение суток. (Подчеркнем, что речь идет о локальном явлении, поскольку в среднем авиация остается экологически наиболее чистым видом транспорта: ее доля в выбросах всех тепловых машин всего лишь порядка процента)» /9/.

Основные компоненты, выбрасываемые в атмосферу при сжигании топлива, - нетоксичные диоксид углерода и водяной пар. Однако кроме них в атмосферу выбрасываются и вредные вещества, такие как оксид углерода, оксиды серы, азота, соединения свинца, сажа, углеводороды и т. п. Предполагается, что глобальное увеличение содержание оксида углерода в атмосфере приведет к нарушению функционирования озонового слоя Земли, который является основным фактором в создании благоприятных условий для развития живых организмов на Земле.

Другой важной экологической проблемой является снижение уровня шума двигателей. В настоящее время существует тенденция  к ужесточению требований к уровню шума двигателей в районе аэропорта.

В связи с вышесказанным тема, поднятая в данной дипломной работе, имеет большое значение для охраны окружающей среды.

Цель данной дипломной работы  - рассмотрение трех наиболее известных методик эскизного проектирования самолета: методы Егера, Торенбика и Реймера, и на их основе создание новой методы, которая, по возможности, исключала бы все выявленные недостатки уже существующих подходов. Использование новой методы позволит уже на ранних этапах проектирования получить достоверные данные о взлетной массе самолета и провести оптимизационные работы с целью получения наиболее экономичной конструкции планера (конструкции, обладающей наименьшей массой). Расчеты проводятся для трех проектов, прототипами для которых являются уже существующие самолеты Ту-154, Ту-204 и Ил-96-300.

 Минимизация взлетной массы самолета при выполнении всех поставленных тактико-технических требований имеет огромное значение с точки зрения экологии.

Самолет меньшей массы потребует использования двигателей меньшей мощности и меньших размеров при неизменных значениях тяговооруженности. Уменьшение размеров двигателей повлечет за собой уменьшение уровня шума, при условии использования подобных конструкций двигателей одного поколения.

Совершенствование двигательных установок идет в направлении уменьшения удельного расхода топлива и уменьшения шумовой нагрузки. Но даже без учета совершенства конструкции двигателя самолет меньшей массы потребует меньшего количества топлива для выполнения поставленной целевой задачи.

В данной дипломной работе за критерий оптимальности спроектированных конструкций имеет смысл выбрать массу пустого снаряженного самолета. Сравнение расчетных величин масс топлива в данной работе некорректно, так как рассматриваемые методы предполагают различные подходы к определению массы топлива. Например, метода Торенбика позволяет получить наименьшую и явно заниженную массу топлива, возможной причиной чего является неточность статистических зависимостей, используемых при расчете массы топлива. Метода Реймера позволяет получить наибольшие значения массы топлива, но при этом учитывает 1 час полета в режиме ожидания и позволяет регулировать величину массы топлива в зависимости от требований к продолжительности режима ожидания, в то время как методики Егера и Торенбика используют приближенные статистические значения, которые на этапе эскизного проектирования не поддаются корректировке.

Сравнение расчетных значений масс пустого снаряженного самолета для различных проектов позволит сделать объективные выводы об оптимальности используемых метод.

  Таким образом, в результате расчетов были получены следующие данные масс пустого снаряженного самолета (Таблица 7.1):

Таблица 7.1 - Масса пустого самолета

Масса пустого самолета, кг

Проект по прототипу:

Егер

Торенбик

Реймер

Новая метода

Ту-154

47349,2365

46453,449

40357,23

38833,4

Ту-204

54697,30

47752,00

36784,62

39087,71

Ил-96-300

109339,2886

109900,4224

101245,2996

100692,2

Мы видим, что новая комбинированная методика позволяет получить наименьшие значения массы пустого самолета, следовательно, самолеты, спроектированные в соответствии с ней, объективно потребуют меньшее количество топлива.

Небольшое увеличение массы пустого самолета имеет место для проекта по прототипу Ту-204, если проводить сравнение с массой пустого самолета, вычисленной по методе Реймера. Данный факт явился следствием заниженной оценки тяговооруженности в методе Реймера. Этот недостаток был устранен в новой разработанной методе, что потребовало установки более мощного двигателя.

С точки зрения охраны окружающей среды высокие значения тяговооруженности являются крайне желательными, так как это обеспечивает:

а) возможность уменьшение режима работы двигателей после взлета, что уменьшает шум в районе аэропорта;

б) более быстрый набор высоты и меньшие затраты топлива на взлетном режиме;

в) возможность полета на больших высотах, где удельный расход топлива имеет наименьшие значения.

Таким образом, использование  новой методы для эскизного проектирования самолета позволяет получить оптимальные технические параметры проекта: удельную нагрузку на крыло и тяговооруженность, а также приемлемые значения массы пустого самолета, а, следовательно, и взлетной массы, что имеет большое значение для обеспечения охраны окружающей среды.

7.2 Организация рабочего места пользователя ПЭВМ  

7.2.1 Обеспечение техники безопасности в соответствии с общими эргономическими требованиями

Организация рабочего места пользователя видеотерминалом и ЭВМ проводится в соответствии с требованиями ГОСТ 12.2.032 - 78 “ССБТ. Рабочее место при выполнении работ сидя. Общие эргономические требования”, с учетом характера и особенностей трудовой деятельности. На основании вышеуказанных требований спроектировано помещение, предназначенное для размещения рабочих мест пользователей ЭВМ, представленное на Рисунке 7.1.

Помещение рассчитано на два рабочих места, для которых пользование видеотерминалом и персональными ЭВМ являются основным видом деятельности. В рассматриваемом помещении предусмотрено два рабочих места с целью обеспечения безопасности: при возникновении угрозы жизни и здоровью для одного из работающих, другой сможет оказать ему помощь. В помещении необходимо предусмотреть наличие медицинской аптечки первой помощи.

В соответствии с Рисунком 7.1 площадь помещения составляет 17,86 м2, таким образом, на одно рабочее место приходится около 8,93 м2, что удовлетворяет требованию, предусматривающему площадь для одного рабочего места с ПЭВМ не менее 6 м2, а объем – не менее 20 м3. В рассматриваемом помещении высота потолка составляет 2,5 м, т.о. объем, приходящийся на одного рабочее место равен  22,33 м3.

Рабочие места относительно световой прорези располагаются так, что естественный свет падает сбоку и слева. Данное  направление естественного света  является преимущественным.

В соответствии с ГОСТ 12.2.032 – 78 расстояние от рабочих столов с видеотерминалами до стены со световой прорезью составляет 1 метр. Расстояние между боковыми поверхностями видеотерминалов равно 1,8 м, что соответствует требованиям ГОСТ 12.2.032 – 78, согласно которым данное расстояние должно быть не менее 1,2 м.

Конструкция рабочего места пользователя ЭВМ обеспечивает поддержание оптимальной рабочей позы со следующими эргономическими характеристиками: ступня ног – на полу или на подставке для ног, в случае, если ноги не достают до пола; бедра – в горизонтальной плоскости; предплечье – вертикально; локти – под углом 70 – 90 градусов к вертикальной плоскости; запястья согнуты под углом 10 – 20 градусов относительно горизонтальной плоскости, наклон головы – 15 – 20 градусов относительно вертикальной плоскости.

Так как пользование видеотерминалом и ПЭВМ является основным видом деятельности, то указанное оборудование размещается на основном рабочем столе с левой стороны.

Рабочее место состоит из основного рабочего и стола с правосторонним расположением дополнительного рабочего стола (см. Рисунок 7.1 поз. 3).

Рабочие основной и дополнительный столы имеют следующие параметры: высота – 725 мм, ширина – 1400 мм, глубина – 800 мм. Гарантированное пространство для ног работающего составляет: высота – 710  мм, ширина – 1000 мм, глубина – 800 мм. Кроме того, основной рабочий стол оборудуется подставкой для ног шириной 300 мм, глубиной 400 мм и возможностью регулирования высоты до 150 мм и угла наклона опорной поверхности до 20 градусов. Подставка имеет рифленную поверхность и бортик на переднем крае высотой 10 мм. Все вышеуказанные параметры соответствуют требованиям ГОСТ 12.2.032 – 78.

Рабочее место пользователя ЭВМ оборудуется креслами (см. Рисунок 7.1 поз. 6), обладающими следующими элементами: сидение, спинка, стационарные подлокотники.

Рабочее кресло является подъемно – поворотным, которое регулируется по высоте, углу наклона сидения и спинки, по расстоянию спинки к переднему краю сидения, высоте подлокотников. Регулирование каждого параметра является независимым, плавным и имеет надежную фиксацию. Ход ступенчатого регулирования элементов сидения составляет для линейных размеров 20 мм, для угловых – 5 градусов. Усилия во время регулирования не превышают 20 Н.

Ширина и глубина кресла составляют 400 мм, высота поверхности сидения регулируется в пределах от 400 до 500 м, угол наклона поверхности регулируется от 15 градусов вперед до 5 градусов назад. Высота спинки составляет 300 мм, ширина – 400 мм. Угол наклона спинки регулируется в границах от 0 до 30 градусов относительно вертикального положения. Расстояние от спинки к переднему краю сидения регулируется в границах 260 – 400 мм.

Для снижения статического напряжения мышц рук кресла оборудуются стационарными подлокотниками длиной 300 мм, шириной – 70 мм. Подлокотники регулируются по высоте над сидением на величину ± 30 мм. Высота подлокотников составляет 230 мм. Также подлокотники регулируются по расстоянию между ними в границах 350 – 400 мм.

Видеотерминал (см. Рисунок 7.1 поз.1) располагается на основном рабочем столе на расстоянии 700 мм от глаз работника, с учетом того, что на рассматриваемых рабочих местах установлены мониторы с размером по диагонали, равным 15” (38 см).

Клавиатура размещается на поверхности стола. Угол наклона клавиатуры регулируется в пределах от 5 до 15 градусов.

Рабочие места оснащены подвижными пюпитрами (держателями) (см. Рисунок 7.1 поз.7), высота и угол наклона которых регулируется.

Принтер (см. Рисунок 7.1 поз.2) располагается на дополнительном столе рабочего места. Данное расположение обеспечивает свободу движения рабочего за основным столом и хорошую видимость экрана монитора. Кроме того, это уменьшает вибрации на рабочем месте при выводе информации на принтер.

Также в рассматриваемом помещении предусмотрен плоттер (см. Рисунок 7.1  поз.4), который размещается рядом с рабочими местами и шкаф для бумаг (см. Рисунок 7.1 поз.8)

7.2.2 Обеспечение техники безопасности в соответствии с требованиями к вентиляции, отоплению и кондиционированию

Помещения с ЭВМ должны быть оборудованы системами отопления, кондиционирования воздуха или приточно–вытяжной вентиляцией в соответствии с “СНиП 2.04.05–91 Отопление, вентиляция и кондиционирование”.

Параметры микроклимата, ионного состава воздуха, содержимое вредных веществ на рабочих местах, оснащенных ЭВМ, должны отвечать требованиям СН 4088 – 86 “Санитарные нормы микроклимата производственных помещений”, ГОСТ 12.1.005 – 88 “ССБТ Общие санитарно – гигиенические требования к воздуху рабочей зоны”, СН 2152 – 80 “Санитарно – гигиенические нормы допустимых уровней ионизации воздуха производственных и общественных помещений”.

В рассматриваемом помещении на одно рабочее место приходится 22,33 м3, таким образом, в соответствии с требованиями в помещение должен подаваться объем наружного воздуха в размере 20 м3/час на одного рабочего.

В помещении необходимо поддерживать следующие параметры микроклимата: в холодные периоды года температура воздуха должна составлять 22 – 240С; относительная влажность воздуха – 60 – 40%; подвижность воздуха – 0,1 м/с. Температура воздуха может колебаться в пределах от 21 до 250С при сохранении остальных параметров микроклимата в указанных выше пределах.

В теплые периоды года температура воздуха должна составлять 23 – 250С; относительная влажность воздуха – 60 - 40%; подвижность воздуха – 0,1 – 0,2 м/с. Температура воздуха может колебаться от 22 до 260С при сохранении остальных параметров микроклимата в указанных пределах.

Воздух, поступающий в помещение, должен быть очищен от загрязнений, в том числе от пыли и микроорганизмов. Запыленность воздуха не должна превышать требований пункта 4.13 СН 512-78.

Уровень ионизации воздуха в помещении должен удовлетворять требованиям СНиП 2152 – 80. Оптимальное количество позитивных ионов на 1 см3 составляет 1500 – 3000; негативных: 3000 – 5000.

Для поддержки допустимых значений микроклимата и концентрации позитивных и негативных ионов в рассматриваемом помещении предусмотрена установка кондиционера (см. Рисунок 7.1 поз.5).

Кондиционирование воздуха должно обеспечивать автоматическое поддержание параметров микроклимата в необходимых пределах в течение всех сезонов года, очистку воздуха от пыли и вредных веществ, создание небольшого избыточного давления в чистых помещениях для исключения поступления неочищенного воздуха.

7.2.3 Обеспечение техники безопасности в соответствии  с требованиями к освещению

В помещении предусмотрена световая прорезь, обеспечивающая естественную освещенность. Размещение рабочих мест обеспечивает оптимальное направление естественного света – сбоку и слева. Коэффициент естественной освещенности составляет 1,5% в соответствии с “СНиП 11-4-79 Естественное и искусственное освещение”.

На окнах в рассматриваемом помещении предусмотрены жалюзи.

В помещении предусмотрена искусственная освещенность люминесцентными лампами типа ЛБ. Уровень освещенности на рабочем столе должен составлять 300 лк в соответствии с СНиП 11-4-79.

7.2.4 Обеспечение техники безопасности в соответствии с  требованиями к защите от статического электричества и излучений

В рассматриваемом помещении для предотвращения образования статического электричества и для защиты от него  полы предусматривают антистатическое покрытие.

Допускаемые уровни напряженности электростатических полей не должны превышать 20кВ в течении 1 часа (ГОСТ 12.1045 - 81).

7.3 Расчет искусственной освещенности помещения, предназначенного для размещения рабочих мест с ПЭВМ

Для расчета освещенности помещения используем метод удельной мощности. Задача расчета общего равномерного освещения по таблицам условной удельной мощности сводится к определению необходимого числа ламп осветительной установки. Для расчета используем следующие формулы:

,                                                        (7.3.1)

где N – число ламп;

w  –  удельная мощность, Вт/м2;

P – мощность ламп в светильнике, Вт;

S – площадь помещения, м2.

Площадь рассматриваемого помещения составляет S=17,86 м2.

,                                                    (7.3.2)

где  - условная удельная мощность, Вт/м2;

- поправочный коэффициент на освещенность и световую отдачу.

Условная удельная мощность определяется по /10/.

Поправочный коэффициент  определяется по /10/.

В помещении предусматривается установка двухламповых светильников типа УСП5  с люминесцентными лампами типа ЛТБ40.

Люминесцентные лампы типа ЛТБ40 обладают следующими техническими данными: мощность – 40 Вт, световой поток – 2780 лм, световая отдача – 69,5 лм/Вт.

В соответствии с /10/ для рассматриваемых светильников в проектируемом помещении с размерами 3,8×4,7×2,5 и при коэффициенте отражения равном 70% для потолка, 50% для стен и 30% для пола условная удельная мощность равна 6,9.

Поправочный коэффициент  для ламп типа ЛТБ40 и при требуемой в соответствии с СНиП 11-4-79 освещенности, равной 300 лк, равен 3,2. Таким образом, получаем:

Принимаем количество ламп, равным N = 10, таким образом, для обеспечения заданного уровня освещенности в помещении необходимо установить пять двухламповых светильников типа УСП5 с лампами типа ЛТБ40.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

Основной целью данной дипломной работы является повышение точности и достоверности весовых расчетов самолета на ранних стадиях проектирования в соответствии с различными методиками. В данной работе рассмотрены три подхода: методика Егера, являющаяся основой для отечественного учебного дипломного и курсового проектирования, методика Торенбика, которая была разработана на основе материалов, представленных в /4/, и методика Реймера, при рассмотрении которой за основу были взяты материалы из источника /5/. Для целей данной дипломной работы был выполнен перевод некоторых глав из англоязычного источника /5/, непосредственно касающихся проблемы весового проектирования самолета.

В соответствии с данными методиками проведен расчет трех самолетов, прототипами для которых явились Ту-154, Ту-204 и Ил-96-300, а также верификация полученных результатов на основе известных величин масс рассматриваемых прототипов. Расчет проектируемых самолетов по трем вышеуказанным методикам включал в себя оценку основных технических характеристик проектов: тяговооруженности и удельной нагрузки на крыло, а также расчет взлетной массы самолетов в первом и втором приближениях. На основе результатов сделаны следующие выводы: методика Егера позволяет получить рациональные значения удельной нагрузки на крыло и тяговооруженности, хотя необходима корректировка рекомендаций, касающихся статистических величин коэффициентов максимальной подъемной силы во взлетно-посадочных условиях. Статистические формулы, используемые для оценки взлетной массы в первом приближении в соответствии с методикой Егера, требуют уточнения и корректировки, так как не позволяют получить приемлемых результатов для некоторых классов самолетов. Так, по формуле (1.1.19) относительная масса топлива для проекта по прототипу Ил-96-300 составляет 0,58, что говорит о невозможности создания самолета с заданными параметрами; статистическая формула для оценки относительной массы оборудования (1.1.18) также дает завышенные результаты для проекта по прототипу Ту-204. (см. ПРИЛОЖЕНИЯ Б, В). Основным недостатком весового расчета самолета во втором приближении является невозможность рассмотрения компонентов группы силовой установки и оборудования по отдельности, так как по методике Егера оценивается масса групп в целом.

При расчете проектируемых самолетов в соответствии с методикой Торенбика отмечены следующие факты: заниженная оценка удельной нагрузки на крыло и тяговооруженности самолета, заниженная оценка относительной массы топлива. Кроме того, в ходе проведения расчетов выявлены статистические формулы, используемые для поэлементного расчета массы самолета во втором приближении, которые требуют исправления (см. ПРИЛОЖЕНИЕ И).

Результаты расчетов в соответствии с методикой Реймера позволяют говорить о заниженной оценке тяговооруженности проектируемых самолетов; величина удельной нагрузки на крыло в большой степени зависит от выбора расчетных условий (см. ПРИЛОЖЕНИЕ Ж). Методика Реймера позволяет наилучшим образом оценить относительную массу топлива, необходимого на полет, так как предусматривает рассмотрение отдельных этапов полета с учетом их количества и продолжительности. Кроме того, данная методика располагает в достаточной степени подробными статистическими весовыми формулами, использование которых позволяет получить приемлемые значения массы конструкции и силовой установки проектируемых самолетов, а также обнаружить огромный потенциал в уменьшении массы пустого самолета за счет использования более совершенных систем управления самолетом и оборудования.

В соответствии со сделанными выводами в данной дипломной работе предлагается комбинированная методика расчета самолета, которая включает в себя оценку основных параметров проектируемых самолетов в соответствии с методикой Егера и расчет взлетной массы самолетов в первом и втором приближениях по методике Реймера.

Результаты расчетов рассматриваемых трех проектов самолетов позволяют сделать следующие выводы: комбинированная методика позволяет получить приемлемые значения удельной нагрузки на крыло и тяговооруженности, а также достаточно точные значения масс конструкции и силовой установки. Масса оборудования в два и более раза меньше реальных значений. Возможно, методика Реймера наиболее объективно отражает современные тенденции к миниатюризации оборудования и совершенству технологий производства и установки систем управления с учетом необходимости уменьшения их массы, хотя, безусловно, это требует значительных финансовых вложений.

Применение комбинированной методики позволяет говорить о некотором усовершенствовании процесса проектирования самолета. Во-первых, новая методика предлагает использование более подробного весового расчета с применением более совершенных статистических равенств, тем самым, исключая недостатки подхода Егера, используемого ранее. Сравнение статистических формул методики Егера и Реймера некорректно, так как методика Егера предполагает расчет относительных масс, а методика Реймера – абсолютных. Тем не менее, из результатов расчетов видно, что методика Реймера, а, следовательно, и новая комбинированная методика, позволяет получить точные результаты для всех проектируемых самолетов, в то время как методика Егера для проекта по прототипу Ил-96-300 дает явно заниженные результаты по массе крыла.

Точность весовых расчетов на ранних стадиях проектирования играет решающую роль для дальнейшего развития проекта. Завышение проектного значения массы приводит к перетяжелению конструкции, а ее занижение может затянуть процесс создания самолета вследствие потребного усиления конструкции и, возможно, лишить самолет перспективы модификаций. Исходя из результатов, указанных в ПРИЛОЖЕНИИ Л,  а также на основе диаграмм, представленных в графической документации к данному дипломному проекту, делаем вывод, что методика Реймера и комбинированная методика позволяют получить наиболее точные и стабильные результаты для всех трех проектируемых самолетов.

Тем не менее, на основе результатов данной дипломной работы можем сделать вывод о необходимости дальнейшего совершенствования процесса проектирования на этапе определения взлетной массы самолета в первом приближении. Заимствованное из методики Реймера статистическое экспоненциальное равенство для оценки относительной массы пустого самолета предназначено для расчета по всем магистральным самолетам. В данной дипломной работе было показано, что диапазон магистральных самолетов слишком велик для того, чтобы получить точные результаты. Таким образом, данное статистическое уравнение необходимо рассмотреть для отдельных диапазонов взлетных масс магистральных самолетов: легкие, средние, тяжелые.

В данной дипломной работе были проведены расчеты, подтверждающие важность проблемы снижения массы самолета с экономической точки зрения. Как показали расчеты раздела 6, стоимость проектов в соответствии с комбинированной методикой меньше, чем при проектировании по методике Егера, Торенбика и Реймера даже с учетом некоторого увеличения стоимости вследствие новизны предлагаемых методов.

Также в данной дипломной работе была рассмотрена важность уменьшения массы самолета с точки зрения обеспечения охраны окружающей среды, особенно с учетом тенденции в настоящее время к ужесточению требований к количеству выбросов и уровню шума двигателей самолетов. Проекты, созданные в соответствие с новой комбинированной методикой позволяют уменьшить экологическую нагрузку, так как объективно требуют меньшее количество топлива и позволяют использовать двигатели меньшей мощности, а, следовательно, уменьшить уровень шума (в данном случае корректно говорить о подобных конструкциях двигателей одного поколения).

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ СОКРАЩЕНИЙ

ВО – вертикальное оперение;

ГО – горизонтальное оперение;

ТРД – турбореактивный двигатель;

ТРДД – двухконтурный турбореактивный двигатель;

ТТТ – тактико-технические требования.

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ОБОЗНАЧЕНИЙ

скорость звука, м/с;

коэффициент статического момента горизонтального оперения;

коэффициент статического момента вертикального оперения;

средняя аэродинамическая хорда крыла, м;

длина концевой хорды крыла, м;

длина корневой хорды крыла, м;

максимальная ширина фюзеляжа, м;

относительная толщина крыла в корневой части;

относительная толщина крыла в концевой части;

коэффициент лобового сопротивления;

коэффициент лобового сопротивления при 0;

коэффициент индуктивного сопротивления;

коэффициент аэродинамической подъемной силы;

удельный расход топлива двигателя, кг/кгс*час;

диаметр фюзеляжа, м;

коэффициент Освальда;

коэффициент трения, коэффициент безопасности;

ускорение свободного падения, м/с2;

высота полета, м (если нет специальных оговорок);

максимальная высота фюзеляжа, м;

аэродинамическое качество;

размах крыла, м;

размах вертикального и горизонтального оперения соответственно, м;

длина фюзеляжа, м;

дальность полета, км;

плечо вертикального и горизонтального оперения соответственно, м;

длина разбега, м;

максимальная дальность полета, км;

М – число М полета;

степень двухконтурности ТРДД;

взлетная масса самолета, кг;

масса двигателя (сухого), кг;

масса какой-либо части (агрегата) самолета, кг;

посадочная масса самолета, кг;

масса пустого самолета при поставке, кг;

относительная масса какой-либо части (агрегата) самолета;

количество двигателей на самолете;

коэффициент расчетной перегрузки;

коэффициент эксплуатационной перегрузки;

число членов экипажа;

взлетная тяга двигателей, даН (если нет специальных оговорок);

взлетная тяга одного двигателя, даН (если нет специальных оговорок);

тяговооруженность самолета (при взлете);

площадь крыла (теоретическая), м2;

площадь омываемой поверхности, м2;

площадь омываемой поверхности какой-либо части самолета, м2;

относительная площадь какой-либо части самолета;

удельная нагрузка на крыло (при взлете), Н/м2 (если нет специальных оговорок);

скоростной напор, Н/м2;

V – скорость полета, км/ч (если нет специальных оговорок);

безопасная скорость взлета, км/ч (если нет специальных оговорок);

расчетная предельная скорость, м/с (если нет специальных оговорок);

угол стреловидности по ¼ хорд, град.;

удельная масса двигателя;

сужение крыла;

удлинение крыла;

удлинение какого-либо агрегата самолета;

угол наклона траектории полета к горизонту;

плотность воздуха (у Земли), кг/м3;

относительная плотность воздуха;

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ

  1.  Проектирование самолетов / Под ред. С.М. Егера. - М.: Машиностроение, 1983. - 540с.
  2.  Проектирование самолетов. Разработка требований, определение взлетной массы: Методические указания к лабораторным работам / О.Н. Корольков, Д.М. Козлов, И.П. Вислов и др. – Самара, 1990. – 36с.
  3.  Проектирование самолетов. Компоновка, центровка, разработка общего вида: Методические указания к лабораторным работам / О.Н. Корольков, Д.М. Козлов, И.П. Вислов и др. – Самара, 1990. – 24с.
  4.  Торенбик Э. Проектирование дозвуковых самолетов. - М.: Машиностроение, 1983. - 648с.
  5.  Raymer D. P. Aircraft design: A Conceptual Approach, AIAA Educational Series, Washington, DC, 1989. – 745p.
  6.  Шейнин В.М., Козловский В.И. Весовое проектирование и эффективность пассажирских самолетов. - М.: Машиностроение, 1984. -  552с.
  7.  Аэродинамика самолета Ту-154 / Под ред. Т.И. Лигум, С.Ю. Скрипченко, Л.А. Чульский и др. - М.: Транспорт, 1977. - 304с.
  8.  Conceptual Design Studies of a Strut-Braced Wing Transonic Transport / J.F. Gundlach, Philippe-Andre Tetrault, F.H. Gern & others // Journal of Aircraft. -2000. – Vol.37, № 6. – p. 976 – 983.
  9.  Стасенко А.Л. Физические проблемы экологии наружного транспорта. www.mfti.ru
  10.  Лесман Е.А. Освещение административных зданий и помещений. - Л.: Энергоатомиздат, 1985. - 88с.

ПРИЛОЖЕНИЯ

ПРИЛОЖЕНИЕ А

ПРОЕКТ ПО ПРОТОТИПУ Ту-154

Таблица  А.1 - Исходные параметры проекта по прототипу Ту-154

Агрегат

Параметр

Значение

Крыло

7,83

0,12

0,10

3,484

350

,%

20,5

,%

7

,%

7,55

,%

4,24

Фюзеляж

, м

3,8

, м

42,33

11,14

, м2

446,45

Горизонтальное оперение

0,8

0,11

4,41

2,5

400

,%

0,225

,%

0,21

Вертикальное оперение

0,065

1


Продолжение Таблицы А.1

1,83

450

,%

0,18

,%

0,23

Шасси

, мм

305

, м

2,4

, м

2,477

2

Двигатели

НК-8-2У

, кг/кгс ч

0,76

1

, даН

10500

Таблица А.2 - ТТТ к проекту по прототипу Ту-154

, км

2500

, км/ч

700

, м

1200

, км/ч

282

, м

1500

, км

10

, км

4500

15

, км/ч

265

13-13,5

, км/ч

900

152

, км/ч

950

2,5

Таблица А.3 - Определение удельной нагрузки на крыло для проекта по прототипу Ту-154(даН/м2)

Методика

Егер

Торенбик

Реймер

Условие

Обеспечение крейсерского полета

658,814

867,655

465,017

Обеспечение скорости захода на посадку

571,446

Обеспечение посадочной дистанции

514,514

662,888

Обеспечение разбега

512,729

Обеспечение взлетной дистанции

867,655

571,446

514,514

465,017

Принимаем

571,000

514,500

465,000

Таблица А.4 - Определение тяговооруженности для проекта по прототипу

Ту-154

Методика

Егер

Торенбик

Реймер

Условие

Обеспечение крейсерского полета

0,218

0,235

0,283

Обеспечение полета на потолке

0,220

0,248

Обеспечение заданной длины разбега

0,375

Обеспечение набора высоты при отказавшем двигателе

0,269

0,261

0,185

Обеспечение

0,255

0,375

0,261

0,283

Принимаем

0,375

0,261

0,283

Таблица А.5 - Определение взлетной массы в первом приближении для проекта по прототипу Ту-154

Методика

Егер

Торенбик

Реймер

Параметр

Предполагаемая взлетная масса , кг

82400

75000

80600

Абсолютные массы, кг

18000

18000

18000

525

-

525

2100

-

-

-

500

-

-

20000

-

-

6900

-

Относительные массы

0,26695

-

-

0,12601

-

-

0,118374

-

-

-

-

0,506732

0,238667

0,194*

0,15**

0,265093

Взлетная масса в первом приближении , кг

82500,01

74921,77

81031,84

0,121221

0,104312

0,535784

, м2

144,4834

145,6205

174,262

, даН

30965

19584,91

22936,71

, даН

10321,67

6528,30

7645,57

* относительная масса топлива рассчитана аналитическим методом (используется в дальнейших расчетах).

** относительная масса топлива рассчитана графическим методом (не используется в дальнейших расчетах).

Таблица А.6 - Весовая сводка для проекта по прототипу Ту-154 в соответствии с методикой Егера

НАИМЕНОВАНИЕ

Расчетные данные

Фактические данные прототипа

, кг

, кг

КОНСТРУКЦИЯ

23119

0,28023

24885

0,2777

Крыло

9148,97

0,1109

9200

0,10267

Фюзеляж

8758,60

0,10617

9490

0,1059

Оперение

1417,78

0,01719

2370

0,0264

Шасси

3578,65

0,04338

3715

0,04145

Окраска

214,995

0,00261

110

0,00123

СИЛОВАЯ УСТАНОВКА

9749,24

0,11817

10921

0,1218

Двигатели

6064,94

0,07351

8230

0,09184

Средства установки двигателей

921,077

0,01117

1289

0,01438

Системы двигателей

921,077

0,01117

913

0,01018

Топливная система

1842,15

0,02233

489

0,00545

ОБОРУДОВАНИЕ И УПРАВЛЕНИЕ

9765,84

0,11837

12644

0,14110

А Самолетное оборудование

Гидросистема, пневмосистема

2145

0,026

Электрооборудование

1072,5

0,013

Радиооборудование

990,000

0,012

Радиолокационное оборудование

907,500

0,011

Аэронавигационное оборудование

990,000

0,012

Противообледенительная система

825,000

0,01

Система управления

1072,5

0,013

В Специальное оборудование

Пассажирское

907,500

0,011

Погрузочно-разгрузочное

855,838

0,01037

ПУСТОЙ САМОЛЕТ

42634,1

0,52091

48450

0,5407

 Продолжение Таблицы А.6

СНАРЯЖЕНИЕ И СЛУЖЕБНАЯ НАГРУЗКА

2325

0,02841

2325

0,02594

Экипаж

525

0,00642

525

0,00586

Спасательное оборудование

252

0,00308

252

0,00281

Снаряжение

1548

0,01891

1548

0,01728

ПУСТОЙ СНАРЯЖЕННЫЙ САМОЛЕТ

44959,1

0,54932

50775

0,56665

ЦЕЛЕВАЯ НАГРУЗКА

18000

0,21993

18000

0,20088

Пассажиры

11400

0,13929

11400

0,12722

Багаж

4560

0,05572

4560

0,05089

Почта

2040

0,02493

2040

0,02277

ТОПЛИВО

18886,4

0,22893

20831*

0,23247

Расходуемое топливо

14663,1

0,17732

18056

0,2015

Навигационный запас

3732,15

0,0456

2375

0,0265

Невыкачиваемое топливо

491,073

0,006

400

0,00446

ПОЛНАЯ НАГРУЗКА

36886,4

0,45068

38831

0,43335

ВЗЛЕТНАЯ МАССА

81845,5

1

89606**

1

ВЕСОВАЯ ОТДАЧА

по полной нагрузке

0,465496

0,4593

по коммерческой нагрузке

0,213686

0,200879

* масса топлива определена по /7/

** в соответствии с ТТТ взлетная масса самолета Ту-154 составляет 92000 кг (в дальнейшем данное примечание не указывается)

Таблица А.7 - Весовая сводка для проекта по прототипу Ту-154 в соответствии с методикой Торенбика

НАИМЕНОВАНИЕ

Расчетные данные

Фактические данные прототипа

, кг

, кг

КОНСТРУКЦИЯ

23164,9

0,3117

24885

0,276828

Крыло

8668,008

0,116634

9200

0,10279

Фюзеляж

8482,906

0,114144

9490

0,106038

Оперение

1906,316

0,025651

2370

0,02648

Шасси

2909,948

0,039155

3715

0,04151

Рулевые поверхности

1197,722

0,016116

СИЛОВАЯ УСТАНОВКА

10870,46

0,14627

10921

0,122028

Двигатели

6900

0,092844

8230

0,091959

Гондолы**

1082,654

0,014568

1289

0,01440

ВСУ***

424,5055

0,005712

Топливная система

2343,324

0,031531

489

0,005464

ОБОРУДОВАНИЕ И УПРАВЛЕНИЕ

9903,898

0,133264

12644

0,14128

А Самолетное оборудование

Гидросистема, пневмосистема

652,9

0,008785

Электрооборудование

1667,358

0,022435

Радиолокационное оборудование,

аэронавигационное оборудование

1692,055

0,022768

Противообледенительная система

884,0961

0,011896

В Специальное оборудование

Пассажирское

4578,49

0,061607

Погрузочно-разгрузочное

429

0,005773

ПУСТОЙ САМОЛЕТ

43939,26

0,561032

48340

0,54014

СНАРЯЖЕНИЕ И СЛУЖЕБНАЯ НАГРУЗКА

2325

0,029686

2325

0,02598


Продолжение Таблицы А.7

Экипаж

525

0,007064

525

0,00587

Спасательное оборудование

252

0,003391

252

0,00282

Снаряжение

1548

0,020829

1548

0,0173

ПУСТОЙ СНАРЯЖЕННЫЙ САМОЛЕТ

46264,26

0,590719

50665

0,56611

ЦЕЛЕВАЯ НАГРУЗКА

18000

0,242203

18000

0,20113

Пассажиры

11400

0,153395

11400

0,12738

Багаж

2736

0,036815

2736

0,030571

Почта

3864

0,051993

3864

0,043175

ТОПЛИВО

14054,31

0,189111

20831*

0,232759

Расходуемое топливо

10400,19

0,141833

18056

0,201752

Навигационный запас

2810,861

0,037822

2375

0,026538

Невыкачиваемое топливо

843,2584

0,009456

400

0,00447

ПОЛНАЯ НАГРУЗКА

32054,31

0,409281

38831

0,43389

ВЗЛЕТНАЯ МАССА

78318,56

1

89496

1

ВЕСОВАЯ ОТДАЧА

по полной нагрузке

0,441325

0,459864

по коммерческой нагрузке

0,227863

0,201126

* масса топлива определена по /7/

** Гондолы  в /2/ относятся к группе КОНСТРУКЦИИ

*** ВСУ в /2/ относится к группе ОБОРУДОВАНИЯ И УПРАВЛЕНИЯ

Таблица А.8 - Весовая сводка для проекта по прототипу Ту-154 в соответствии с методикой Реймера

НАИМЕНОВАНИЕ

Расчетные данные

Фактические данные прототипа

, кг

, кг

КОНСТРУКЦИЯ

23995,79

0,297917

24885

0,276828

Крыло

10318,18

0,128104

9200

0,102798

Фюзеляж

7206,907

0,089476

9490

0,106038

Оперение

1580,115

0,019618

2370

0,026482

Шасси

4890,594

0,060719

3715

0,04151

СИЛОВАЯ УСТАНОВКА

9735,451

0,120869

10921

0,122028

Двигатели

7050

0,087528

8230

0,091959

Средства управления двигателями

128,2402

0,001592

Система запуска двигателей

98,43738

0,001222

Топливная система

572,9655

0,007114

489

0,005464

Гондолы**

1665,807

0,020682

ВСУ***

220

0,002731

ОБОРУДОВАНИЕ И УПРАВЛЕНИЕ

5117,041

0,06353

12644

0,14128

А Самолетное оборудование

Гидросистема

154,4485

0,001918

Электрооборудование

670,9762

0,00833

Система управления полетом

835,7792

0,010377

Авионика

971,3215

0,012059

Измерительная аппаратура

178,6409

0,002218

Противообледенительная система

161,2413

0,002002

Система кондиционирования

1038,721

0,012896

В Специальное оборудование

Пассажирское

1081,726

0,01343


Продолжение Таблицы А.8

Погрузочно-разгрузочное

24,18619

0,0003

ПУСТОЙ САМОЛЕТ

38848,28

0,482316

48340

0,540136

СНАРЯЖЕНИЕ И СЛУЖЕБНАЯ НАГРУЗКА

2325

0,028866

2325

0,025979

Экипаж

525

0,006518

525

0,005866

Спасательное оборудование

252

0,003129

252

0,002816

Снаряжение

1548

0,019219

1548

0,017297

ПУСТОЙ СНАРЯЖЕННЫЙ САМОЛЕТ

41173,28

0,511182

50665

0,566115

ЦЕЛЕВАЯ НАГРУЗКА

18000

0,223477

18000

0,201126

Пассажиры

11400

0,141535

11400

0,12738

Багаж

2250

0,027935

2250

0,025141

Почта

4350

0,054007

4350

0,048606

ТОПЛИВО

21372

0,265341

20831*

0,232759

Расходуемое топливо

19875,96

0,246767

18056

0,201752

Навигационный запас

1282,32

0,01592

2375

0,026537

Невыкачиваемое топливо

213,72

0,002653

400

0,004469

ПОЛНАЯ НАГРУЗКА

39372

0,488818

38831

0,433885

ВЗЛЕТНАЯ МАССА

80545,28

1

89496

1

ВЕСОВАЯ ОТДАЧА

по полной нагрузке

0,516249

0,459864

по коммерческой нагрузке

0,222057

0,201126

* масса топлива определена по /7/

* Гондолы  в /3/ относятся к группе КОНСТРУКЦИИ

** ВСУ в /3/ относится к группе ОБОРУДОВАНИЯ И УПРАВЛЕНИЯ

Таблица А.9 - Расчетные параметры проекта по прототипу Ту-154

Методика

Егер

Торенбик

Реймер

Реальные значения

Агрегат

Параметр

Крыло

, м2

144,48

145,62

174,60

180,01

, м

33,63

33,77

36,97

37,50

, м

6,68

6,70

7,34

7,46

, м

1,92

1,92

2,11

2,14

, м

4,74

4,75

5,21

5,29

Горизонтальное оперение

, м2

32,55

32,81

39,33

40,55

, м

16,82

16,88

18,48

18,85

, м

11,98

12,03

13,17

13,40

, м

3,88

3,90

4,27

4,32

, м

1,55

1,56

1,71

1,73

, м

2,88

2,89

3,17

3,27

Вертикальное оперение

, м2

25,47

25,67

30,77

31,72

, м

12,40

12,45

13,64

13,45

, м

5,05

5,07

5,55

7,55

, м

6,53

6,55

7,17

5,43

, м

3,57

3,58

3,92

2,97

, м

5,19

5,21

5,71

5,78

Двигатели

Тип

марка

ТРДД

НК-8-2У

ТРДД

НК-8-2У

ТРДД

НК-8-2

ТРДД

НК-8-2У

, кг/кгс ч

0,76

0,76

0,796

0,76

, даН

3×10321,7

3×6528,30

3×7645,57

3×10500

ПРИЛОЖЕНИЕ Б

ПРОЕКТ ПО ПРОТОТИПУ Ту-204

Таблица Б.1 - Исходные параметры проекта по прототипу Ту-204

Агрегат

Параметр

Значение

Крыло

9,91

0,145

0,095

3,93

280

,%

15

,%

7

,%

7,5

,%

4

,%

3

Фюзеляж

, м

3,914

, м

42,22

10,8

, м2

459,6

Горизонтальное оперение

1,1

0,1

5,1

2,9

300

,%

0,26

,%

0,166

Вертикальное оперение

0,19


Продолжение Таблицы Б.1

1,17

2,8

400

,%

0,446

,%

0,44

Шасси

, мм

390

, м

2,82

, м

2,87

2

Двигатели

ПС-90А

, кг/кгс ч

0,595

4,7

, даН

2×16000

Таблица  Б.2 - ТТТ к проекту по прототипу Ту-204

, км

2500

, км/ч

700

, м

1230

, км/ч

269

, м

1280

, км

10

, км

5000

17,5

, км/ч

245

15-15,75

, км/ч

850

196

, км/ч

900

2,5

Таблица Б.3 - Определение удельной нагрузки на крыло для проекта по прототипу Ту-204 (даН/м2)

Методика

Егер

Торенбик

Реймер

Условие

Обеспечение крейсерского полета

641,453

575,917

466,635

Обеспечение скорости захода на посадку

498,689

Обеспечение посадочной дистанции

454,973

540,870

Обеспечение разбега

570,756

Обеспечение взлетной дистанции

870,559

498,689

454,973

466,635

Принимаем

498,500

454,500

466,500

Таблица Б.4 - Определение тяговооруженности для проекта по прототипу

Ту-204

Методика

Егер

Торенбик

Реймер

Условие

Обеспечение крейсерского полета

0,251

0,200

0,300

Обеспечение полета на потолке

0,244

0,223

Обеспечение заданной длины разбега

0,306

Обеспечение набора высоты при отказавшем двигателе

0,322

0,286

0,217

Обеспечение

0,250

0,322

0,286

0,300

Принимаем

0,322

0,286

0,300

Таблица Б.5 - Определение взлетной массы в первом приближении для проекта по прототипу Ту-204

Методика

Егер

Торенбик

Реймер

Параметр

Предполагаемая взлетная масса , кг

96000

76000

80600

Абсолютные массы, кг

21000

21000

21000

600

-

600

1300

-

-

-

500

-

-

20000

-

-

8850

-

Относительные массы

0,2949908

-

-

0,0998026

-

-

0,123854*

0,12**

-

-

-

-

0,52105

0,248471

0,13452*

0,13**

0,20034

Взлетная масса в первом приближении , кг

96732,21

75659,61

77526,51

0,7569465

0,447879

0,351528

, м2

194,05

166,47

166,19

, даН

31147,772

21651,36

23288,04

, даН

15573,89

10825,68

11644,02

* относительная масса топлива рассчитана аналитическим методом (используется в дальнейших расчетах).

** относительная масса топлива рассчитана графическим методом (не используется в дальнейших расчетах).

* значение относительной массы оборудования и систем управления получено по формуле (1.1.18) (не используется в дальнейших расчетах).

** статистическое значение относительной массы оборудования и систем управления (используется в дальнейших расчетах).

Таблица Б.6 - Весовая сводка для проекта по прототипу Ту-204 в соответствии с методикой Егера

НАИМЕНОВАНИЕ

Расчетные данные

Фактические данные прототипа

, кг

, кг

КОНСТРУКЦИЯ

30750,0

0,3179

29099

0,2835

Крыло

13382,6

0,1383

11090

0,1080

Фюзеляж

8556,42

0,0885

11689

0,1139

Оперение

2401,54

0,0248

1995

0,0194

Шасси

6159,49

0,0637

4325

0,0421

Окраска

250,00

0,0026

СИЛОВАЯ УСТАНОВКА

10439,4

0,1079

11520

0,1122

Двигатели

6238,21

0,0645

Средства установки двигателей

1050,30

0,0109

Системы двигателей

1050,30

0,0109

Топливная система

2100,60

0,0217

ОБОРУДОВАНИЕ И УПРАВЛЕНИЕ

11607,9

0,1200

11250

0,1096

А Самолетное оборудование

Гидросистема, пневмосистема

2515,04

0,0260

Электрооборудование

1547,72

0,0160

Радиооборудование

1160,79

0,0120

Радиолокационное оборудование

967,32

0,0100

Аэронавигационное оборудование

1160,79

0,0120


Продолжение Таблицы Б.6

Противообледенительная система

967,32

0,0100

Система управления

1257,52

0,0130

В Специальное оборудование

Пассажирское

1160,79

0,0120

Погрузочно-разгрузочное

870,59

0,0090

ПУСТОЙ САМОЛЕТ

52797,3

0,5710

51869

0,5053

СНАРЯЖЕНИЕ И СЛУЖЕБНАЯ НАГРУЗКА

1900,00

0,0205

5782

0,0563

Экипаж

600,00

0,0065

600

0,0058

Спасательное оборудование

252,00

0,0027

252

0,0025

Снаряжение

1048,00

0,0113

4930

0,0480

ПУСТОЙ СНАРЯЖЕННЫЙ САМОЛЕТ

54697,3

0,5915

57651

0,5616

ЦЕЛЕВАЯ НАГРУЗКА

21000,0

0,2271

21000

0,2046

Пассажиры

14700,0

0,1590

14700

0,1432

Багаж

3920,00

0,0424

3920

0,0382

Почта

2380,00

0,0257

2380

0,0232

ТОПЛИВО

16769,9

0,1734

24000**

0,2338

Расходуемое топливо

13456,9

0,1375

Навигационный запас

2758,17

0,0298

Невыкачиваемое топливо

554,80

0,0060

ПОЛНАЯ НАГРУЗКА

37769,9

0,4085

45000

0,4384

ВЗЛЕТНАЯ МАССА

92467,3

1,0000

102651*

1,0000

ВЕСОВАЯ ОТДАЧА

по полной нагрузке

0,429016

0,494705

по коммерческой нагрузке

0,227107

0,204577

* согласно ТТТ взлетная масса Ту-204 составляет 94000 кг (в дальнейшем данное примечание не указывается)

** максимальная масса топлива согласно весовым данным самолета Ту-204

Таблица Б.7 - Весовая сводка для проекта по прототипу Ту-204 в соответствии с методикой Торенбика

НАИМЕНОВАНИЕ

Расчетные данные

Фактические данные прототипа

, кг

, кг

КОНСТРУКЦИЯ

24292,2

0,3211

29099

0,2835

Крыло

9265,9

0,1233

11090

0,1080

Фюзеляж

8912,3

0,1178

11689

0,1139

Оперение

1939,5

0,0256

1995

0,0194

Шасси

2962,3

0,0392

4325

0,0421

Рулевые поверхности

1212,1

0,0160

СИЛОВАЯ УСТАНОВКА

9937,9

0,1314

11520

0,1122

Двигатели

5950,0

0,0786

Гондолы**

1407,3

0,0186

ВСУ***

524,3

0,0069

Топливная система

ОБОРУДОВАНИЕ И УПРАВЛЕНИЕ

11196,9

0,1480

11250

0,1096

А Самолетное оборудование

Гидросистема, пневмосистема

802,5

0,0106

Электрооборудование

1694,2

0,0224

Радиолокационное оборудование,

аэронавигационное оборудование

2285,1

0,0302

Противообледенительная система

1096,9

0,0145

В Специальное оборудование

Пассажирское

4753,2

0,0628

Погрузочно-разгрузочное

565,0

0,0075

ПУСТОЙ САМОЛЕТ

45427,0

0,5755

51869

0,5053


Продолжение Таблицы Б.7

СНАРЯЖЕНИЕ И СЛУЖЕБНАЯ НАГРУЗКА

2325,0

0,0295

5782

0,0563

Экипаж

525,0

0,0069

600

0,0058

Спасательное оборудование

252,0

0,0033

252

0,0025

Снаряжение

1548,0

0,0205

4930

0,0480

ПУСТОЙ СНАРЯЖЕННЫЙ САМОЛЕТ

47752,0

0,6050

57651

0,5616

ЦЕЛЕВАЯ НАГРУЗКА

21000,0

0,2776

21000

0,2046

Пассажиры

12675,0

0,1675

12675

0,1235

Багаж

3042,0

0,0402

3042

0,0296

Почта

4446,0

0,0588

5283

0,0515

ТОПЛИВО

10177,7

0,1345

24000*

0,2338

Расходуемое топливо

7531,5

0,1009

0,0000

Навигационный запас

2035,5

0,0269

0,0000

Невыкачиваемое топливо

610,7

0,0067

0,0000

ПОЛНАЯ НАГРУЗКА

31177,7

0,3950

45000

0,4384

ВЗЛЕТНАЯ МАССА

78929,7

1,0000

102651

1,0000

ВЕСОВАЯ ОТДАЧА

по полной нагрузке

0,424462

0,494705

по коммерческой нагрузке

0,26606

0,204577

* максимальная масса топлива согласно весовым данным самолета Ту-204

** Гондолы  в /2/ относятся к группе КОНСТРУКЦИИ

*** ВСУ в /2/ относится к группе ОБОРУДОВАНИЯ И УПРАВЛЕНИЯ

Таблица Б.8 - Весовая сводка для проекта по прототипу Ту-204 в соответствии с методикой Реймера

НАИМЕНОВАНИЕ

Расчетные данные

Фактические данные прототипа

, кг

, кг

КОНСТРУКЦИЯ

21598,8

0,294599

29099

0,283475

Крыло

8869,071

0,120971

11090

0,108036

Фюзеляж

7241,828

0,098776

11689

0,113871

Оперение

1903,176

0,025959

1995

0,019435

Шасси

3584,729

0,048894

4325

0,042133

СИЛОВАЯ УСТАНОВКА

8123,829

0,110806

11520

0,112225

Двигатели

6000

0,081838

Средства управления двигателями

64,53978

0,00088

Система запуска двигателей

90,21309

0,00123

Топливная система

431,0461

0,005879

Гондолы**

1318,03

0,017977

ВСУ***

220

0,003001

ОБОРУДОВАНИЕ И УПРАВЛЕНИЕ

5161,987

0,070407

11250

0,109595

А Самолетное оборудование

Гидросистема

161,9771

0,002209

Электрооборудование

525,7433

0,007171

Система управления полетом

947,101

0,012918

Авионика

971,3215

0,013248

Измерительная аппаратура

122,1573

0,001666

Противообледенительная система

155,053

0,002115

Система кондиционирования

1080,815

0,014742

В Специальное оборудование


Продолжение Таблицы Б.8

Пассажирское

1174,561

0,016021

Погрузочно-разгрузочное

23,25795

0,000317

ПУСТОЙ САМОЛЕТ

34884,62

0,475812

51869

0,505295

СНАРЯЖЕНИЕ И СЛУЖЕБНАЯ НАГРУЗКА

1900

0,025915

5782

0,056327

Экипаж