67666

Вантажний середньо-магістральний літак підвищеної транспортної ефективності з можливістю експлуатації з ґрунтових ЗПС

Дипломная

Астрономия и авиация

Зміст розрахунково-пояснювальної записки: вибір проектних параметрів вибір; вибір та обґрунтування схеми літака; розрахунок мас літака; визначення основних геометричних параметрів; розробка компоновки літака; розрахунок центровки літака; визначення основних ЛТХ; опис конструкції літака...

Украинкский

2014-09-13

16.45 MB

11 чел.

МІНІСТЕРСТВО ОСВІТИ І НАУКИ УКРАЇНИ

НАЦІОНАЛЬНИЙ АВІАЦІЙНИЙ УНІВЕРСИТЕТ

Кафедра конструкції літальних апаратів

                                                                                         «ДОПУСТИТИ ДО ЗАХИСТУ»

Завідувач кафедри КЛА, професор, д. т. н.                    

______________________  С. Р. Ігнатович

                                                                                                « _____ » ____________________ 200__ р.

ДИПЛОМНА РОБОТА

(ПОЯСНЮВАЛЬНА ЗАПИСКА)

ВИПУСКНИКА ОСВІТНЬО-КВАЛІФІКАЦІЙНОГО РІВНЯ

«МАГІСТР»

Тема: «Вантажний середньо-магістральний літак підвищеної транспортної ефективності з можливістю експлуатації з ґрунтових ЗПС»

Виконавець:

студент 602 ФЛА АКІ Політовський Василь Юстинович    

Керівник:

професор, к. т. н. Гаража Валентин Васильович     

Консультанти з окремих розділів пояснювальної записки:

Охорона праці:

Казанець Віталій Іванович

Охорона навколишнього середовища:

Шульга Олег Володимирович

Безпека польотів:

Григораш Василь Васильович

Нормоконтролер:

професор, к. т. н. Гаража Валентин Васильович

Київ 2008


НАЦІОНАЛЬНИЙ АВІАЦІЙНИЙ УНІВЕРСИТЕТ

Інститут аерокосмічний

Факультет  літальних апаратів

Кафедра конструкції літальних апаратів

Спеціальність  8.100.106 «Виробництво, технічне обслуговування та ремонт ПС і АД»

                                                                                        «ЗАТВЕРДЖУЮ»

Завідувач кафедри КЛА, професор, д. т. н. ________________________  С. Р. Ігнатович

                                                                                    « ____ » _______________________ 200__ р.

ЗАВДАННЯ

на виконання дипломної роботи

Політовського Василя Юстиновича

  1.  Тема дипломної роботи: № 16 – «Вантажний середньо-магістральний літак підвищеної транспортної ефективності з можливістю експлуатації з ґрунтових ЗПС».

Затверджена наказом ректора від 20.10.07р.  № 27/9/СТ

  1.  Термін виконання роботи: з __________________ по __________________
  2.  Вихідні данні до роботи:
  •  максимальне комерційне навантаження – mкн = 35000 кг;
  •  дальність польоту з макс. комерційним навантаженням – Lпол = 3800 км;
  •  крейсерська економічна швидкість – Vкр = 740 км/год на висоті 9500 м;
  •  посадкова швидкість – Vпос = 205 км/год;
  •  клас аеродрому базування – «D»;
  •  спеціальні вимоги – можливість експлуатації з ґрунтових ЗПС.
  1.  Зміст розрахунково-пояснювальної записки:
  •  вибір проектних параметрів вибір;
  •  вибір та обґрунтування схеми літака;
  •  розрахунок мас літака;
  •  визначення основних геометричних параметрів;
  •  розробка компоновки літака;
  •  розрахунок центровки літака;
  •  визначення основних ЛТХ;
  •  опис конструкції літака;
  •  спеціальна частина;
  •  науково-дослідна частина;
  •  охорона праці;
  •  охорона навколишнього середовища;
  •  безпека польотів;
  •  метрологічне забезпечення.
  1.  Перелік обов’язкового графічного (ілюстративного) матеріалу:
  •  загальний вигляд літака (А1×1);
  •  компоновка літака (А1×2);
  •  складальне креслення елерона (А1×3);
  •  графічне зображення результатів науково-дослідної частини роботи (А1×1).
  1.  Календарний план-графік

№ п/п

Завдання

Термін виконання

Відмітка про виконання

1

Вибір та обробка статистичних даних, вибір аеродинамічної і конструктивної схеми літака

5. 11. 07 р.

виконано

2

Вибір та обґрунтування проектних параметрів

10. 11. 07 р.

виконано

3

Розрахунок мас літака

20. 11. 07 р.

виконано

4

Розрахунок варіантів центровки літака, компоновка

30. 11. 07 р.

виконано

5

Складання попередніх креслень літака

10. 12. 07 р.

виконано

6

Проектування агрегатів спеціальної частини роботи

16. 12. 07 р.

виконано

7

Визначення навантажень, що діють на елерон

25. 12. 07 р.

виконано

8

Розрахунки на міцність елерона

30. 12. 07 р.

виконано

9

Складання заходів по охороні праці, охороні навко-лишнього середовища та безпеки польотів

7. 01. 08 р.

виконано

10

Виконання креслень загального виду і компоновки літака

14. 01. 08 р.

виконано

11

Виконання креслень по загальним одиницям

25. 01. 08 р.

виконано

12

Виконання розрахунків по науково-дослідній частині роботи

30. 01. 08 р.

виконано

13

Оформлення пояснювальної записки і креслень

7. 02. 08 р.

виконано

  1.  Консультанти з окремих розділів:

Розділ

Консультант

(посада, П. І. Б)

Дата, підпис

Завдання

видав

Завдання

прийняв

Охорона праці

доцент Казанець В. І.

«___» _____ 200_ р.

________________

«___» _____ 200_ р.

________________

Охорона навколишнього середовища

доцент Шульга О. В.

«___» _____ 200_ р.

________________

«___» _____ 200_ р.

________________

Безпека польотів

доцент Григораш В. В.

«___» _____ 200_ р.

________________

«___» _____ 200_ р.

________________

  1.  Дата видачі завдання: « ___ » ___________ 200 _ р.

Керівник дипломної роботи:                _______________  В. В. Гаража

Завдання прийняв до виконання:         _______________  В. Ю. Політовський


РЕФЕРАТ

Пояснювальна записка до дипломної роботи на тему «Вантажний середньо-магістральний літак підвищеної транспортної ефективності з можливістю експлуатації з ґрунтових ЗПС»: 185 сторінки, 36 рисунків, 22 таблиць, 19 використаних джерел, 3 додатки.

ЛІТАК, ПРОЕКТУВАННЯ, ДОСЛІДЖЕННЯ, КОМПОНОВКА, ЕЛЕРОН, АЛГОРИТМ, ЕКОНОМІЧНІСТЬ, АМОРТИЗАЦІЯ, ПРОДУКТИВНІСТЬ, ЗАХОДИ.

Об’єкт дослідження – транспортна ефективність та економічність проектованого вантажного СМЛ і оптимізація його проектних параметрів.

Мета дипломної роботи – проектування і обґрунтування економічної доцільності нового типу ПС, що повинен задовольнити потреби сучасного авіаринку у частині вантажних перевезень на середні дальності.

Метод дослідження – математичне моделювання проектованого літака.

Матеріали дипломної роботи можуть бути використані у навчальному процесі при виборі та обґрунтуванні проектних параметрів літаків та у практичній діяльності фахівців авіаційних фірм та компаній.



ЗМІСТ

Завдання на виконання дипломної роботи . . . . . . . . . . . . . . . . . .

2

Реферат . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

5

Відомість роботи . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

6

Перелік умовних позначень, скорочень, термінів . . . . . . . . . . .

11

Перелік креслень . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

12

Вступ . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

13

  1.  ОСНОВНА ЧАСТИНА. ПРОЕКТ ВАНТАЖНОГО СМЛ . . . . . . . . . . .

15

Вступ . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

15

  1.  Вибір проектних параметрів літака . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

16

  1.  Обробка статистичних даних . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

16

  1.  Формування технічного завдання на проект . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

19

  1.  Вибір та обґрунтування схеми літака . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

19

  1.  Розташування крила та оперення відносно фюзеляжу, їх форма . . . . .

20

  1.  Розташування двигунів, їх тип і кількість . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

23

  1.  Вибір типу та розташування опір шасі . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

25

  1.  Вибір основних параметрів крила . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

27

  1.  Вибір основних параметрів фюзеляжу . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

29

  1.  Вибір оптимального питомого навантаження на крило та наближена оцінка основних аеродинамічних характеристик літака . . . . . . . . . . . .

30

  1.  Оцінка потрібної енергоозброєності літака . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

34

  1.  Розрахунок злітної маси літака . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

35

  1.  Оцінка відносної маси палива . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

35

  1.  Розрахунок питомої витрати палива . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

35

  1.  Розрахунок відносної маси палива при польоті на максимальну дальність з максимальним комерційним навантаженням . . . . . . . . . . .

36

  1.  Розрахунок відносних мас основних частин літака . . . . . . . . . . . . . . . .

37

  1.  Рішення рівняння балансу мас . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

39

  1.  Підбір двигунів . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

40

  1.  Розрахунок мас літака . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

43

  1.  Компоновка літака . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

47

  1.  Розрахунок геометричних характеристик та компоновка крила . . . . . .

47

  1.  Геометричні характеристики крила . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

47

  1.  Геометричні характеристики елеронів . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

50

  1.  Компоновка та визначення геометричних параметрів механізації крила . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

51

  1.  Компоновка та розрахунок основних параметрів оперення . . . . . . . . .

54

  1.  Компоновка фюзеляжу . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

57

  1.  Геометричні та конструктивні параметри фюзеляжу . . . . . . . . . . . . . . .

57

  1.  Кабіна екіпажу . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

58

  1.  Вантажна кабіна . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

59

  1.  Люки та двері . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

60

  1.  Компоновка шасі . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

62

  1.  Центровка літака . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

65

  1.  Визначення центра мас спорядженого крила . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

65

  1.  Визначення центра мас спорядженого фюзеляжу . . . . . . . . . . . . . . . . .

69

  1.  Визначення центра мас спорядженого літака . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

72

  1.  Розрахунок варіантів центровки . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

73

  1.  Технічний опис конструкції літака . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

75

  1.  Аеродинамічна компоновка літака . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

75

  1.  Конструкція планера . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

76

  1.  Фюзеляж . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

76

  1.  Крило . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

78

  1.  Оперення . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

83

  1.  Шасі . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

85

  1.  Гідравлічна система літака . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

86

  1.  Оцінка льотно-технічних характеристик літака . . . . . . . . . . . . . . . .

87

  1.  Визначення злітної дистанції . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

87

  1.  Розрахунок злітної дистанції нормального зльоту . . . . . . . . . . . . . . . . .

87

  1.  Розрахунок злітної дистанції продовженого зльоту . . . . . . . . . . . . . . . .

89

  1.  Визначення дистанції зниження та посадочної дистанції . . . . . . . . . . .

89

Висновок . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

91

  1.  СПЕЦІАЛЬНА ЧАСТИНА. ЕЛЕРОН ПРОЕКТОВАНОГО ЛІТАКА

92

Вступ . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

92

  1.  Призначення елерона . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

92

  1.  Технічний опис конструкції елерона . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

93

  1.  Побудова епюр поперечних сил, згинальних та крутних моментів, що діють на елерон . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

95

  1.  Розрахунок на міцність силової нервюри елерона . . . . . . . . . . . . . . . . .

105

Висновок . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

114

  1.  Науково-дослідна частина. Аналіз економічності проектованого вантажного СМЛ . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

115

Вступ . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

115

  1.  Методика розрахунку продуктивності літака і видатків на його експлуатацію . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

115

  1.  Визначення продуктивності літака . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

115

  1.  Визначення видатків на експлуатацію літака . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

119

  1.  Розрахунок економічності літака . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

128

  1.  Аналіз факторів, що визначають економічність літака . . . . . . . . . .

133

Висновок . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

141

  1.  Охорона праці . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

143

Вступ . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

143

  1.  Перелік небезпечних і шкідливих виробничих чинників під час технічної експлуатації об’єкта, що проектується . . . . . . . . . . . . . . . . . .

143

  1.  Технічні заходи, що виключають або обмежують вплив на персонал небезпечних і шкідливих виробничих чинників . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

144

  1.  Розрахунок заземлювального пристрою для захисту від статичної електрики . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

146

  1.  Забезпечення пожежної та вибухової безпеки об’єкта, що проектується . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

147

  1.  Інструкції з техніки безпеки праці при виконанні ТО елерона . . . . . . .

149

Висновок . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

149

  1.  Охорона навколишнього середовища . . . . . . . . . . . . . . . .

151

Вступ . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

151

  1.  Законодавча база охорони НПС України . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

152

  1.  Розрахунок викидів окису вуглецю та окислів азоту двигунами проектованого літака . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

153

  1.  Еколого-економічна оцінка збитку, який спричиняється річними викидами СО і NOх . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

154

  1.  Методи і засоби зниження авіаційного шуму . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

156

  1.  Розробка заходів по підвищенню екологічної безпеки проектованого літака . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

166

Висновок . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

167

  1.  Безпека польотів . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

168

Вступ . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

168

  1.  Система управління безпекою польотів . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

168

  1.  Загальні вимоги до системи управління безпекою польотів на авіаційному транспорті . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

168

  1.  Завдання та функції системи управління безпекою польотів ПС . . . . .

170

  1.  Розрахунок злітної дистанції продовженого зльоту . . . . . . . . . . . . .

178

Висновок . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

179

  1.  Метрологічне забезпечення . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

180

Висновки . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

182

Список використаних джерел . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

184

Додаток А. Статистичні дані літаків-прототипів . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

186

Додаток Б. Вихідні дані для розрахунку на ПЕОМ по програмі «Проект літака з ТГД» . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

188

Додаток В. Результати розрахунку на ПЕОМ по програмі «Проект літака з ТГД» . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

189


ПЕРЕЛІК УМОВНИХ ПОЗНАЧЕНЬ, СКОРОЧЕНЬ, ТЕРМІНІВ

АТ

-

авіаційна техніка;

ЛА

-

літальний апарат;

ТОіР

-

технічне обслуговування і ремонт;

СМЛ

-

середньо-магістральний літак;

ЗПС

-

злітно-посадкова смуга;

КСБ

-

кінцева смуга безпеки;

ЛТХ

-

льотно-технічні характеристики;

СУ

-

силова установка;

ЗЧК

-

знімна частина крила;

ГО

-

горизонтальне оперення;

ВО

-

вертикальне оперення;

ГТД

-

газотурбінний двигун;

ТГВД

-

турбогвинтовентиляторний двигун;

САХ

-

середня аеродинамічна хорда;

БАНВ

-

бортові аеронавігаційні вогні;

НПС

-

навколишнє природне середовище;

НАОП

-

нормативні акти охорони праці;

ССБТ

-

система стандартов безопасности труда;

АРО

-

аварійно-рятувальне обладнання.

ПЕРЕЛІК КРЕСЛЕНЬ

№ п/п

Найменування креслення

Формат

Кіл-ть аркушів

1

Вантажний СМЛ (загальний вигляд)

А1

1

2

Вантажний СМЛ (компоновка)

А1

2

3

Елерон (складальне креслення)

А1

3

4

Результати аналізу економічності вантажного СМЛ і оптимізації його проектних параметрів

А1

1


ВСТУП

Враховуючи тенденції росту об’ємів повітряних перевезень на світовому ринку та Україні, а також неминучий процес старіння (у тому числі й морального) і подальшого списування авіаційної техніки по закінченні назначеного ресурсу, виникла потреба поповнення та повної заміни парків авіаційної техніки авіакомпаній новими й сучасними літаками, зокрема вантажними. Найбільш вигідний варіант – заміна літаками вітчизняного виробництва, що дає змогу заощаджувати значні кошти на різниці цін при закупівлі авіапідприємствами (у тому числі і державними) вітчизняних літаків порівняно з закордонними аналогами, на технічному обслуговуванні та ремонті, а також стає можливим експорт літаків і подальше їх технічне обслуговування та ремонту на вітчизняних підприємствах.

Вимоги до авіаційної техніки нового покоління постійно зростають. Новий тип літаків повинен бути конкурентоздатним, а значить володіти високими питомими параметрами щодо комерційного навантаження, дальності польоту, паливної ефективності і т. д. Літак повинен бути автономним на землі, займати мінімальні виробничі площі при технічному обслуговуванні і ремонті, мати мінімальні розгін та пробіг, високу технологічність, великий ресурс і т. д. Крім того, до вантажних літаків висуваються додаткові вимоги, щодо розмірів вантажної кабіни, її об’єму, питомого навантаження на підлогу, технологічності завантаження, можливості експлуатації з ґрунтових ЗПС.

Проаналізувавши зібрані статистичні данні літаків-аналогів (див. додаток А), зроблено висновок – для літака, що дасть змогу задовольнити потреби вітчизняного та закордонного ринків авіаперевезень в частині середньо-магістральних літаків середньої вантажної спроможності, оптимальними будуть наступні параметри:

  •  комерційне навантаження – 35000 кг;
  •  дальність польоту з макс. комерційним навантаженням – 3800 км;
  •  крейсерська швидкість польоту – 740 км/год;
  •  посадкова швидкість – 205 км/год;
  •  клас аеродрому базування – «D» (ЗПС ≥ 1500м, КСБ ≥ 400м, ширина ЗПС ≥ 45м, еквівалентне навантаження на опору – менше 200 кН).

Проектований літак, із зазначеними вище параметрами, в першу чергу, повинен зайняти нішу найбільш масового вантажного літака типу Ан-12, параметри якого значно поступаються заданим проектним параметрам нового літака. Реалізація таких параметрів забезпечується, в першу чергу, за допомогою впровадження нових матеріалів та технологій виробництва. Основою для проектування нового літака став сучасний транспортний літак типу Ан-70. Оскільки, літаки цього типу проектувалися як військово-транспортні, до яких висуваються підвищенні (специфічні) вимоги, то до літака, що проектується у даній дипломній роботі вимоги дещо знижені, оскільки даний літак призначений виключно для цивільного використання, тобто повинен забезпечувати якомога вищу економічність перевезень і мати високу транспортну ефективність.

На підставі цих міркувань, в якості науково-дослідної частини дипломної роботи виступає дослідження економічності проектованого літака (розділ 3 «Науково-дослідна частина. Аналіз економічності проектованого вантажного СМЛ»), що дає змогу оптимізувати його проектні параметри  і оцінити доцільність використання та конкурентну спроможність  проектованого типу літака, з притаманними йому параметрами і характеристиками, на ринку вантажних авіаперевезень.


РОЗДІЛ 1

ОСНОВНА ЧАСТИНА. ПРОЕКТ ВАНТАЖНОГО СМЛ

ВСТУП

Одним з найважливіших початкових етапів проектування ЛА є етап вибору оптимальних проектних параметрів літака. Вибір оптимальних проектних параметрів літака – багатопланове оптимізаційне завдання, спрямоване на формування «вигляду» перспективного літака. Поняття «вигляд літака» включає крім його конфігурації цілий комплекс льотно-технічних, масових, геометричних, аеродинамічних й економічних характеристик. Процес визначення оптимального комплексу цих характеристик носить ітераційний характер, і складається з розрахункових циклів, в яких широко використовуються статистичні дані, методи перерахувань, наближені аеродинамічні й статистичні залежності. На другому рівні використаються алгоритми повного аеродинамічного розрахунку літака, уточнені формули по-агрегатних масових розрахунків, експериментальні дані.

Проектований літак повинен, в першу чергу, мати високі льотні характеристики. Одним зі способів досягнення цієї мети, крім вибору оптимальної аеродинамічної схеми й силової установки, є забезпечення високих питомих масових характеристик планера літака, що загалом визначаються досконалістю конструкції планера, закладеними конструкторами коефіцієнтами запасу міцності силового набору, використаними матеріалами (керуючись, в першу чергу, забезпеченням безпеки та економічності). Повної досконалості конструкції досягти апріорі неможливо. Вона визначається різними факторами – оригінальністю й оптимальністю рішень різних вузлів, найменшими доробками, що приводять до зниження маси конструкції при збереженні необхідної міцності, визначається сукупністю вимог безпеки польотів та їх економічної обґрунтованості.

Після вибору проектних параметрів необхідно провести їх оптимізацію, як


це зроблено у розділі 3 «Аналіз економічності проектованого вантажного СМЛ».

1.1.  Вибір проектних параметрів літака

1.1.1.  Обробка статистичних даних

При виборі проектних параметрів літака, для уникнення закладання у проектування параметрів, які неможливо реалізувати на практиці в одному типі ПС, необхідно керуватися вже досягнутим рівнем технічної досконалості АТ, тобто використати основні характеристики літаків (літаків-прототипів), призначення і параметри яких, найбільш подібні до закладених у проекті. Для забезпечення вище викладеного, виконано збір та аналіз статистичних даних по трьом літакам-прототипам.

В якості літаків-прототипів обрані наступні типи літаків:

  •  Ан-70Т – транспортний середньо-магістральний літак;
  •  Іл-76ТД – транспортний середньо-магістральний літак;
  •  Lockheed С-141В – військово-транспортній літак.

Вибір саме цих типів ПС у якості прототипів зумовлений їхньою подібністю у призначенні, близькими льотно-технічними характеристиками та подібною аеродинамічною схемою з проектованим літаком.

Основні технічні, льотні і геометричні характеристики перелічених вище прототипів викладені у додатку А.

Для отримання цих характеристик проведені необхідні розрахунки, оскільки певна частина їх не викладається у відповідній технічній літературі. [4, 8, 9]

Для розрахунків необхідних характеристик літаків-прототипів і більш повної обробки статистичних даних використані співвідношення, що наведені далі.

Енергоозброєність літака:

,

де  nдв – кількість двигунів; N0 – злітна потужність одного двигуна, кВт; m0 – максимальна злітна маса літака, кг.

Питоме навантаження на крило:

,

де g – прискорення вільного падіння, м/с2; Sплоща крила, м2.

Максимальна злітна маса літака:

,

де mсл – маса порожнього спорядженого літака, кг; mкн – маса корисного навантаження літака, кг.

Маса порожнього спорядженого літака:

,

де mкл – маса конструкції літака, кг; mсн – маса службового навантаження літака, кг.

Маса корисного навантаження:

,

де mк – максимальна маса корисного навантаження, кг; mп – маса палива, кг.

Швидкість звалювання у злітній конфігурації механізації крила:

,

де - щільність повітря, кг/м3; Cy max зл – коефіцієнт підйомної сили у злітній конфігурації механізації крила.

Швидкість відриву:

.

Швидкість зльоту:

.

Швидкість звалювання у посадковій конфігурації механізації крила:

,

Cy max пос – коефіцієнт підйомної сили у посадковій конфігурації механізації крила.

Швидкість торкання ЗПС:

.

Швидкість заходу на посадку:

.

Швидкість відриву і швидкість торкання пов’язані співвідношенням:

.

Необхідна довжина ЗПС:

,

де Lпр – довжина пробігу, м.

Коефіцієнти підйомної сили у злітній та посадковій конфігураціях механізації крила відповідно:

Середнє значення коефіцієнта підйомної сили у крейсерському польоті:

де н – відношення тисків на висоті крейсерського польоту і рівні моря відповідно; Vкр – швидкість крейсерського польоту, м/с2.

Середнє значення коефіцієнта опору в крейсерському польоті:

де Mкр – число Маха крейсерського польоту.

Рейсова швидкість:

де Lдальність польоту, км.

Максимальна годинна продуктивність літака Пг:

.

Витрата палива на одиницю продуктивності qп:

де CR VHпитома витрата палива в крейсерському польоті, кг/кНг; Kкр – середня аеродинамічна якість літака в крейсерському польоті.

Результати розрахунків наведені у додатку А – «Статистичні дані літаків-прототипів».

1.1.2.  Формування технічного завдання на проект

Літак, що проектується повинен відповідати наступним вимогам:

  •  комерційне навантаження – 35000 кг;
  •  дальність польоту з макс. комерційним навантаженням – 3800 км;
  •  крейсерська швидкість польоту – 740 км/год на висоті 9500 м;
  •  число М польоту при крейсерській швидкості – 0,6801;
  •  посадкова швидкість – 205 км/год;
  •  клас аеродрому базування – «D» (ЗПС ≥ 1500м, КСБ ≥ 400м, ширина ЗПС ≥ 45м, еквівалентне навантаження на опору – менше 200 кН);
  •  екіпаж літака – 2 чол.;
  •  кількість супроводжуючих – 1 чол.;
  •  можливість перевезення крупногабаритних вантажів (забезпечення можливості високого питомого навантаження на підлогу вантажної кабіни та розмірів кабіни, що дозволять забезпечити ефективне використання літака);
  •  можливість виконувати польоти у важких метеорологічних умовах;
  •  можливість експлуатації з ґрунтових ЗПС.

  1.  Вибір та обґрунтування схеми літака

Схема літака визначається взаємним розташуванням його складових частин, агрегатів та вузлів, їх кількістю й формою. Від схеми та аеродинамічної компоновки літака залежить його подальші аеродинамічні та технічно-експлуатаційні характеристики. Вдало обрана схема дозволяє підвищити основні параметри, якими характеризується літак в цілому, як об’єкт транспортної системи цивільної авіації.

1.1.3.1.  Розташування крила та оперення відносно фюзеляжу, їх форма

Задані льотні характеристики передбачають проектування літака по схемі – вільно несучий моноплан. При такій схемі крило може кріпитися до фюзеляжу трьома способами:

  •  крило проходить через середню частину фюзеляжу – «середньоплан»;
  •  крило кріпиться до нижньої частини фюзеляжу – «нижньоплан»;
  •  крило кріпиться до верхньої частини фюзеляжу – «високоплан». [2, 7]

Так як у районі середньої частини крила в транспортному літаку знаходиться вантажна кабіна, то для літаків такого типу середнє розміщення крила не застосовується. Для вантажних літаків найбільш вигідне нижнє або верхнє розташування крила.

Нижнє розташування крила має переваги та недоліки.

Переваги:

  •  легкість компоновки та розміщення механізмів випуску-прибирання шасі;
  •  захист фюзеляжу від ударів при аварійній посадці;
  •  запас пливучості паливних баків при приводненні літака;

Недоліки:

  •  близькість до землі розміщених на крилі силових установок;
  •  висока інтерференція між крилом та фюзеляжем;
  •  центроплан крила проходить крізь вантажну кабіну, що порушує єдиний рівень підлоги;

Верхнє розташування крила дозволяє:

  •  розташувати фюзеляж низько до поверхні землі, що підвищує технологічність завантаження вантажної кабіни, а значить зменшує час простою ПС при підготовці до польотів;
  •  не займати об’єм вантажної кабіни центропланом крила;
  •  значно віддалити силові установки від поверхні землі, що значно підвищує безпеку польотів, особливо при експлуатації з ґрунтових ЗПС;
  •  отримати не високу інтерференцію крила і фюзеляжу;
  •  отримати вищі, в порівнянні з нижнім розташуванням крила,


аеродинамічні характеристики, зокрема коефіцієнт підйомної сили Cy .

Однак, верхнє розташування крила зумовлює наступні недоліки:

  •  збільшується поперечний переріз фюзеляжу в районі центроплана;
  •  збільшення маси конструкції за рахунок необхідності встановлення більш потужних елементів кріплення в районі з’єднання центроплана та ЗЧК, для уникнення зриву крила при аварійній посадці;
  •  складність рішення компоновки шасі (велика маса шасі при розташуванні на крилі, мала колія шасі при кріпленні до фюзеляжу);

При виборі розташування крила необхідно, в першу чергу, керуватися призначенням проектованого літака, тобто вимоги по перевезенню крупногабаритних вантажів усередині фюзеляжу будуть визначальними при виборі схеми літака. Проаналізувавши і порівнявши усі переваги та недоліки обох схем, можна зробити висновок, що найбільш вигідніша схема розміщення крила відносно фюзеляжу для транспортного літака, заданого у проекті призначення – «високоплан», крім того світовий досвід у авіабудівництві показує, що найбільш вдалими вантажними літаками є літаки з верхнім розташуванням крила.

Схема «високоплан» застосовується на переважній більшості вантажних літаків у світі. Саме на вантажних літаках переваги цієї схеми проявляються у максимальному обсязі, а незначні недоліки нівелюються додатковими конструктивними рішеннями.

Виходячи із заданої швидкості крейсерського польоту й довжини розбігу при зльоті, крило доцільно виконати трапецієвидної форми в плані й надати помірну стріловидність (1/4 = 14). Це дасть змогу отримати високу несучу спроможність, а також забезпечити задану крейсерську швидкість польоту при значно меншому коефіцієнті опору, в порівнянні з прямим крилом, тобто стає можливим поєднати суперечливі вимоги короткого зльоту та відносно високої крейсерської швидкості польоту.

Оперення літака доцільно виконати за класичною схемою. Таке розташування є традиційним для дозвукових літаків і забезпечує кращі характеристики стійкості та керованості для літаків такого типу, в порівнянні з іншими схемами оперення.

У польоті за крилом утворюється зона загальмованого, скошеного та турболізованого потоку. Для літаків з відносно довгою хвостовою частиною фюзеляжу при швидкості крейсерського польоту 650–800 км/год, зона максимальних скосів потоку знаходиться у хвостовій частині фюзеляжу, яка зазвичай зміщується уверх. Тому для таких літаків горизонтальне оперення доцільно розташовувати на фюзеляжі.

У літаків з класичним розташуванням горизонтального оперення при виникненні зриву потоку на крилі й подальшому змішенні супутнього струменю повітря уверх, скіс потоку у зоні горизонтального оперення зменшується, тобто покращується його обтічність. Це викликає появу більшого моменту на пікірування, що дозволяє зменшити кут атаки на крилі і стабілізувати його обтічність. Тобто використавши класичну схему розташування горизонтального оперення, можна значно покращити стійкість літака в цілому.

Головна умова при виборі розташування горизонтального оперення –  воно не повинно потрапляти  у турболізований і загальмований супутній струмінь повітря від крила (затемнення крилом). Не виконання цієї умови різко понижує ефективність оперення та є передумовою до виникнення коливань типу «бафтінг». Для забезпечення цієї умови база кріплення горизонтального оперення до фюзеляжу знаходиться дещо вище рівня центроплана крила. Це досягнуто шляхом підйому хвостової частини фюзеляжу по відношенню до його середньої частини.

Вертикальне оперення на проектованому літаку виконане по однокільовій схемі, яка застосовується на переважній більшості літаків, і добре зарекомендувала себе у авіабудівництві. Завдяки тому, що горизонтальне оперення виконане по класичній схемі, тобто кріпиться до фюзеляжу, вертикальне оперення можна виготовити із значно меншою масою по відношенню до Т-подібного оперення. Усе це, ще раз підтверджує доцільність використання обраної схеми розміщення оперення на проектованому літаку.

Стріловидність горизонтального та вертикального оперень, виходячи з умови забезпечення якомога кращих характеристик керованості та стійкості, при досягненні швидкості польоту, що відповідає Мкрит , повинна бути більшою ніж стріловидність крила. Завдяки цьому, явища пов’язані із стисненням повітря, на оперені виникатимуть на вищих швидкостях ніж на крилі, а значить керованість на такому перехідному режимі польоту буде збережена.

З урахуванням вище викладеного, прийняті наступні значення стріловидності для оперення літака:

  •  стріловидність горизонтального оперення – 1/4 = 20;
  •  стріловидність вертикального оперення –  1/4 = 30.

1.1.3.2.  Розташування двигунів, їх тип та кількість

Виходячи з технічного завдання на проект, силова установка повинна забезпечувати безпечний політ на крейсерській висоті Hкр = 9500 м та швидкість польоту Vкр = 740 км/год (Mкр = 0,6801). Найкраще для цього підходять газотурбінні двигуни (ГТД).

При виборі типу ГТД основним критерієм, що дасть змогу забезпечити високі показники транспортної ефективності, буде питома витрата палива.

Найбільш перспективним та вдалішим двигуном для дозвукових літаків є турбогвинтовентиляторний двигун (ТГВД). Літаки, на яких застосовується двигуни такого типу, можуть досягати відносно високих швидкостей крейсерського польоту (650–800 км/год) при значно меншій, в порівнянні з іншими типами двигунів, питомій витраті палива.

Особливість турбогвинтовентиляторних двигунів – застосування на них лопатей «шаблевидного» типу. По своїй природі ефект «шаблевидних» лопатей такий же, як і стріловидного крила, тобто «шаблевидні» лопаті виконані таким чином, щоб зменшити стрибки ущільнення на їх кінцях, а значить відтягується явище зриву потоку. Це забезпечує збільшення числа Mкрит, що дозволяє підвищити частоту обертання лопатей й досягати відносно високої швидкості польоту. [2, 7]

Кількість двигунів необхідних для забезпечення усіх закладених у проекті льотних та економічних характеристик, залежить від ряду факторів, обумовлених як призначенням літака, так і його основними параметрами транспортної ефективності.

Силова установка сучасного літака проектується з урахуванням забезпечення незалежної (автономної) роботи двигунів. Міжремонтний ресурс сучасних ГТД досягає кількох тисяч годин наробітки, а імовірність їхньої відмови не велика. Тому виникає питання пов’язане з вибором встановлення на ПС меншої кількості більш потужних двигунів, або більшої кількості менш потужних двигунів. При виборі кількості та потужності двигунів необхідно виходити, перш за все, з міркувань безпеки польотів, керуватися положеннями міжнародного та вітчизняного законодавства (ICAO, Повітряний Кодекс України, Авіаційні Правила України), зокрема щодо живучості АТ.

При встановлені більшої кількості двигунів підвищується безпека польотів, крім того енергоозброєність літака може бути меншою, адже стає можливим розподілити її на більше частин (двигунів), тобто при відмові одного двигуна, літак з більшою кількість двигунів, матиме енергоозброєність вищу ніж літак з меншою кількістю двигунів, на один двигун якого припадає більша частина від усієї енергоозброєності літака, в порівнянні з літаком з більшим числом двигунів.

З іншого боку, більша кількість двигунів призводити до зменшення показників економічності літака, так як зростають витрати на обслуговування та ремонт двигунів. Крім того, зростає сумарний мідель гондол двигунів, що призводить до зниження ефективної потужності силової установки, адже зростає коефіцієнт лобового опору літака в цілому, що також відбивається на  транспортній ефективності літака.

Виходячи з вище викладеного, та міркувань безпеки польотів на проектованому літаку встановлено чотири двигуна типу ТГВД.

Обраний тип двигунів дозволяє лише два наступні варіанти їх розміщення на літаку:

  •  у гондолах, що кріпляться на кінцях горизонтального оперення;
  •  у гондолах на крилі.

Перший варіант розміщення двигунів є експериментальним, і досі не застосовується на серійних літаках, крім того, такий варіант передбачає масивне горизонтальне оперення. Другий варіант розміщення двигунів набув широкого застосування у сучасному авіабудівництві.

Розміщення двигунів у гондолах на крилі доцільне по наступним причинам:

  •  двигуни розвантажують конструкцію крила у польоті, зменшуючи


згинальний момент від зовнішніх навантажень, що дає можливість виконати крило менш потужним, а значить знизити його відносну масу;

  •  двигуни відіграють роль демпферів коливань крила, а також є протифлаттерними балансирами;
  •  забезпечується додатковий обдув крила двигунами, що дає можливість значно знизити швидкість відриву при зльоті;
  •  зручність при обслуговувані двигунів;
  •  забезпечується надійне ізолювання двигуна від крила за допомогою протипожежних перегородок;
  •  забезпечується можливість відносно легкого встановлення на двигунах засобів шумопоглинання.

Варіант розташування двигунів на крилі має один суттєвий недолік – при відмові двигуна у польоті виникає значний повертаючий момент в горизонтальній площині (відносно вертикальної осі Y), що потребує збільшення площі вертикального оперення для забезпечення необхідних характеристик шляхової стійкості.

Проаналізувавши усі переваги та недоліки обох варіантів розміщення двигунів обрана схема, при якій двигуни розташовані у гондолах на крилі.

 

1.1.3.3. Вибір типу та розташування опір шасі

Тип шасі визначається розташуванням опір відносно площини симетрії літака, його центра мас і повздовжньої осі. Тип обраного шасі суттєво впливає на стійкість, керованість і прохідність літака. Шасі повинні задовольняти параметри, які переважно ґрунтуються на заздалегідь визначених умовах експлуатації ЛА.

Вирізняють наступні типи шасі:

  •  трьохопорне шасі з хвостовою опорою;
  •  трьохопорне шасі з носовою опорою;
  •  велосипедне шасі, або шасі типу «тандем»;
  •  комбіновані типи шасі, зокрема чотирьохопорне та ін.. [2, 7]

Особливість трьохопорного шасі з хвостовою опорою – розміщення основних стійок шасі перед центром мас літака. Основними перевагами цього типу шасі є порівняно невелика відносна маса його конструкції і максимально допустимий кут атаки при зльоті. Суттєвий недолік такого шасі – недостатня стійкість у шляховому керуванні при зльоті і приземлені, що загалом і визначило долю такого типу шасі – на сучасних ЛА воно практично не застосовується. [2, 7]

Особливість шасі типу «тандем» – розміщення стійок в площині симетрії літака. Така схема передбачає встановлення на кінцях крила додаткових крильових опір, що в сумі із специфікою самого шасі (існує висока імовірність перехилення на крило, звідки і значне обмеження швидкості на поворотах при рулінні) погіршує переміщення ПС по аеродрому, що не припустимо для вантажного літака.  Для велосипедного шасі характерно майже рівномірне розподілення маси літака між носовою та хвостовою опорами, а також значне віддалення основної (хвостової) опори від центра мас літака, що разом значно ускладнює зліт – необхідно забезпечити відносно високу швидкість відриву і як наслідок –  збільшення дистанції розгону літака. Також необхідне встановлення додаткових механізмів для покращення зльоту – регулятор видовження передньої опори, для збільшення кута атаки. Застосування велосипедного шасі передбачає використання корисного об’єму вантажної кабіни літака, що не бажано для транспортних літаків. Перевагами такого типу шасі є його мала відносна маса та висока стійкість шляхового керування на значних швидкостях при пробізі.

Трьохопорне шасі з носовою опорою – найбільш поширена схема, яка застосовується у авіації досить довго і зарекомендувала себе з кращого боку. Такий тип шасі гармонічно поєднує в собі усі характеристики необхідні для ефективного використання ПС і забезпечення його безпечної експлуатації. На проектованому літаку застосований саме такий тип шасі.

Трьохопорне шасі передбачає кріплення опори до носової частини фюзеляжу, на яку припадає до 10% маси літака, і двох основних опор позаду центра мас літака. Основні опори можуть розміщуватися на крилі або фюзеляжі. Оскільки проектований літак – вантажний літак-високоплан, для якого пріоритетна перш за все масова віддача, основні опори шасі будуть розміщені на фюзеляжі, що у збиток високій стійкості літака при русі на землі, значно зменшить відносну масу шасі, ізолює крило від додаткового навантаження і покращить технологічність завантаження кабіни, порівняно з варіантом  розміщення шасі на крилі. Така схема кріплення опор шасі передбачає певні труднощі у її реалізації, оскільки необхідно створити додатковий об’єм для їхнього розміщення, що не займатиме корисного об’єму вантажної кабіни – ніші шасі. Крім того, необхідно впровадити додаткові конструктивні заходи для покращення стійкості літака при шляховому керуванні – виніс кронштейнів кріплення стійок шасі в сторони для збільшення їх колії.

Правильність вибору типу шасі підтверджується також багаторічним досвідом у авіабудівництві – на переважній більшості сучасних транспортних літаків застосовується саме трьохопорне шасі з носовою опорою.

1.1.4.  Вибір основних параметрів крила

При виборі основних параметрів крила необхідно керуватись, в першу чергу, призначенням і заздалегідь визначеними умовами експлуатації проектованого літака – швидкість крейсерського польоту, необхідні злітно-посадкові характеристики та ін.. Вибір параметрів здійснюється з урахуванням статистичних даних існуючих літаків подібного призначення – літаків-прототипи.

До числа основних характеристик і параметрів крила відносяться:

  •  профіль крила;
  •  стріловидність крила по лінії ¼ хорд;
  •  подовження крила;
  •  звуження крила;
  •  кут поперечного V крила.

Параметри крила залежать від числа М крейсерського польоту – Мкр . Для польоту на максимальну дальність найвигідніша швидкість, що відповідає числу Мкрит , або дещо менша за неї. Для заданого числа Мкр = 0,6801 крейсерського польоту доцільно застосувати несиметричні несучі профілі крила із закрученою передньою кромкою та відносно переднім зміщенням максимальної відносної товщини профілю . Обраний тип профілю крила – критичний (піковий) профіль. Значення середньої відносної товщини профілю крила – .

Ґрунтуючись на досвіді проектування крил сучасних літаків,


проектованому крилу доцільно надати геометричну і аеродинамічну крутку, що зменшить індуктивний опір крила.

Для проектованого крила прийняті наступні параметри:

  •  кут установки крила у кореневому перерізі  0 = 3;
  •  кут установки крила у кінцевому перерізі  к = 0.

Надання крилу певної стріловидності є найбільш ефективним засобом збільшення критичного числа Мкрит польоту. Збільшення стріловидності крила не тільки віддаляє початок хвильової кризи на вищі швидкості, а й згладжує його протікання і значно зменшує приріст опорів. Крім того, стріловидність крила прямопропорційно підвищує критичну швидкість флатера і дивергенції.

З іншого боку, стріловидність викликає зниження несучої спроможності крила – зменшення коефіцієнта підйомної сили Сy max , аеродинамічної якості крила Kmax , а також погіршується ефективність механізації крила. Через явище бокового перетікання прикордонного слою до кінців стріловидного крила, виникає тенденція до кінцьового зриву потоку на великих кутах атаки, що призводить до втрати поперечної керованості й подальшої нестійкості літака у поперечному каналі. Застосування стріловидного крила передбачає ускладнення і збільшення маси конструкції крила, що викликає додаткові затрати при його виробництві. Тому для крила проектованого літака обраний мінімальний кут стріловидності по лінії ¼ хорд крила – 1/4 = 14, який задовольняє умову забезпечення крейсерської швидкості польоту із заданим числом Мкр = 0,6801. [2, 7]

Подовження крила наближено розраховується за емпіричною формулою:

.

Після розрахунку, подовження крила остаточно прийнято рівним

кр = 9,5.

При виборі звуження крила необхідно враховувати його значний вплив на аеродинамічні і масові характеристики крила, а також його жорсткість.

Збільшення звуження сприятливо впливає на розподілення зовнішніх навантажень по крилі, його масу й жорсткість. Це дає можливість збільшити будівельну висоту та корисний об’єм середньої частини крила, що сприяє розміщенню більшої кількості палива і агрегатів функціональних систем. Крім того, збільшується площа крила, що ефективно обслуговується механізацією.

Однак, збільшення звуження крила має також і негативні наслідки: виникає кінцьовий зрив набігаючого потоку, що спричиняє зниження ефективності елеронів літака.

Виходячи з вищевикладених вимог та особливостей, для крила проектованого літака прийнято значення звуження крила рівним

кр = 3,25.

Кут поперечного V крила є засобом підвищення поперечної стійкості літака. Його величина й знак, в основному, залежить від обраної схеми літака та кута стріловидності крила. Стріловидність крила в свою чергу підвищує поперечну стійкість літака, тому крилу доцільно надати помірний від’ємний кут поперечного V крила.

Керуючись даними по літакам-прототипам, для крила проектованого літака обрано кут поперечного V крила рівним

кр = – 430'.

1.1.5.  Вибір основних параметрів фюзеляжу

Фюзеляж – базова частина літака. Вирізняють силовий та цільовий фактори призначення фюзеляжу. У силовому відношенні призначення фюзеляжу – замкнення силової схеми літака, а у цільовому – розміщення екіпажу та вантажу. Аеродинамічні та масові характеристики фюзеляжу значною мірою залежать від його форми і розмірів, що визначаються формою поперечного перерізу фюзеляжу, його подовженням та еквівалентним діаметром. [2, 7]

Діаметр фюзеляжу визначається з урахуванням забезпечення необхідного об’єму вантажної кабіни для повного забезпечення призначення проектованого літака. На довжину фюзеляжу впливають значення величин пліч горизонтального та вертикального оперень.

Подовження фюзеляжу та його складових частин визначається виходячи з міркувань забезпечення необхідних аеродинамічних та масових характеристик фюзеляжу і літака в цілому.

Вибір подовження фюзеляжу доцільно здійснювати орієнтуючись на статистичні дані літаків-прототипів. Для фюзеляжу проектованого літака обрані наступні подовження:

  •  сума подовжень фюзеляжу ф ≈ 7,27;
  •  подовження носової частини фюзеляжу нос ≈ 1,2;
  •  подовження хвостової частини фюзеляжу хв ≈ 3,47.

Форма поперечного перерізу фюзеляжу впливає на технологічність виготовлення та його кінцеву масу. Для забезпечення мінімальної маси та простоти виготовлення обрано круглий поперечний переріз фюзеляжу з еквівалентним діаметром Dф = 5,6 м.

По обраним значенням величин подовження та діаметра фюзеляжу визначається довжину фюзеляжу:

lф = ф Dф = 40,712 м.

Довжина носової частини фюзеляжу:

lнос = нос Dф = 6,72 м.

Довжина хвостової частини фюзеляжу:

lхв = хв Dф = 19,432 м.

1.1.6.  Вибір оптимального питомого навантаження на крило та наближена оцінка аеродинамічних характеристик літака

При виборі параметрів крила з урахуванням статистичних даних літаків-прототипів, можливо знайти лише один окремий оптимум, що задовольнятиме необхідний комплекс параметрів проектованого літака, закладений на початку проектування. Оптимальне питоме навантаження на крило, з точки зору аеродинамічної досконалості, характеризується відсутністю  на крейсерському режимі польоту хвильових опорів при наближеній рівності індуктивного та профільного опорів крила та оперення. Вимога мінімалізації маси крила, накладає на сукупність можливих значень питомого навантаження та параметрів крила, додаткову умову – число М, що відповідає початку хвильової кризи на крилі повинно дещо перевищувати число М при реалізації крейсерської економічної швидкості на розрахунковій висоті польоту. [2, 7]

Оптимальний коефіцієнт підйомної сили при режимі крейсерського польоту розраховується по наступній формулі:

де еф – ефективне подовження крила; Сx інд – коефіцієнт індуктивного опору крила при умові, що М = МкритМкр = 0,008…0,02. [4, 8, 9]

Коефіцієнт індуктивного опору крила визначається наступним чином:

де kс – коефіцієнт, що враховує особливості крила та балансування літака.

На проектованому літаку використана крутка крила, балансування літака виконується автоматично – дефлектором стабілізатора, демпфування літака здійснюється автоматично за допомогою керма висоти і напряму, а профіль крила – критичний (піковий). Проектований літак призначений для  транспортування різноманітних вантажів і експлуатації з ґрунтових ЗПС. Усі вищевикладені умови задовольняє коефіцієнт kс = 0,82.

;

,

де – середня відносна товщина крила; – кут стріловидності крила по лінії ¼ хорд, радіан.

Ефективне подовження крила розраховується за формулою:

;

;

.

Число Мкрит початку хвильової кризи на крилі визначається за формулою:

.

Питоме навантаження на крило для характерних етапів польоту визначається по наступним співвідношенням:

  •  в середині режиму крейсерського польоту:

;

  •  на початку режиму крейсерського польоту:

,

де  – відносна маса палива (по статистиці);

  •  при зльоті:

,

де Hкр – висота крейсерського польоту.

Коефіцієнт опору фюзеляжу та мотогондол при крейсерському режимі польоту визначається по наступній емпіричній формулі:

,

де  – орієнтовна оцінка злітної маси по статистиці;  – середнє значення коефіцієнта комерційного навантаження по прототипам; – наближена оцінка тягоозброєності літака;  – приблизна оцінка енергоозброєності; nмг – кількість мотогондол.

Коефіцієнт опору літака на початку режиму крейсерського польоту визначається за формулою:

.

Коефіцієнт опору літака в середині режиму крейсерського польоту:

.


Середня аеродинамічна якість крейсерського польоту:

.

Необхідний коефіцієнт підйомної сили при посадці з максимальною посадковою масою визначається наступним чином:

,

де – коефіцієнт, що враховує вплив землі на процес обтікання крила;  – відносна максимальна посадкова маса;  – відносна маса палива; Vтор – максимальна допустима швидкість торкання землі, км/год.

Згідно з АПУ-25 до значення швидкості заходу на посадку висуваються наступні вимоги:

Vзах. пос  ≥  (1,08…1,1)Vтор та  Vзах. пос ≥ 1,3Vзв. пос ,

де Vзв. пос – швидкість звалювання у посадочній конфігурації крила.

Тому при компоновці механізації крила необхідно забезпечити максимальний коефіцієнт підйомної сили у посадковій конфігурації, що відповідає швидкості звалювання, тобто Cy max пос = 1,5Cy пос .

Виходячи з умов посадки, необхідний ступінь механізованості крила складає:

де Cy проф – коефіцієнт підйомної сили профілю крила.

Такий ступінь механізованості крила забезпечується встановленням на задню кромку крила двохщільових висувних дволанкових закрилків і трьох секцій інтерцепторів на кожному напівкрилі і на передню кромку – відхиляємого носка (від борту фюзеляжу до гондоли внутрішнього двигуна) і щілинного висувного передкрилка.

Максимальний коефіцієнт підйомної сили у злітній конфігурації знаходиться у


межах Cy max зл = (0,86…0,88)Cy max пос .

При цьому, коефіцієнт підйомної сили в момент відриву літака від ЗПС дорівнює:

Cy відр = (0,7…0,73)Cy max зл .

Результати розрахунків по наведеним вище залежностям викладені у додатках Б та В.

1.1.7.  Оцінка потрібної енергоозброєності літака

Потрібна енергоозброєність літака на початку режиму крейсерського польоту розраховується по наступній залежності:

де RVHпотрібна тяга на початку режиму крейсерського польоту; пг – ККД повітряного гвинта. [4, 8, 9]

Потрібна енергоозброєність при умові реалізації крейсерського польоту:

Потрібна стартова енергоозброєність при умові безпечного зльоту:

де потрібна стартова тяга.

Потрібна стартова тягоозброєність літака при умові забезпечення безпечного зльоту:

де Lзпс – довжина ЗПС, згідно заданого в технічному завданні на проект, класу аеродрому.

Усі розрахунки по наведеним у даному пункті розділу, виконані за допомогою ПЕОМ. Результати розрахунків наведені у додатку В.

1.2. Розрахунок злітної маси літака

Оптимізація параметрів і розрахунок мас літака виконуємо на ПЕОМ по програмі «Проект літака із ТГД» на підставі залежностей наведених у цьому підрозділі і по алгоритму зображеному на рис. 1.1 (результати розрахунку наведені в додатку В). [4, 8, 9]

Рис. 1.1. Алгоритм розрахунку мас літака

1.2.1.  Оцінка відносної маси палива

1.2.1.1.  Розрахунок питомої витрати палива

Для розрахунку відносної маси палива  необхідно заздалегідь визначити середню питому витрату палива по заданим (обраним) параметрам силової установки.

Питома витрата палива на злітному режимі роботи двигуна дорівнює:

де N0злітна потужність одного двигуна, кВт.

Середня крейсерська питома витрата палива  при польоті з максимальним комерційним навантаженням на максимальну дальність визначається наступним чином:

де Hкр – висота крейсерського польоту, км;  – відносна потужність двигуна на крейсерському режимі польоту.

де пг – ККД повітряного гвинта.

1.2.1.2.  Розрахунок відносної маси палива при польоті на максимальну дальність з максимальним комерційним навантаженням

Відносна маса палива, що витрачається на зліт та набір крейсерської висоти наближено визначається за наступною залежністю:

де mzступінь двохконтурності двигуна (для ТГВД mz = 15). [4, 8, 9]

Відносна маса палива, що витрачається на зниження з крейсерської висоти та приземлення:

Відносна маса аеронавігаційного запасу палива розраховується за наступною формулою:

де Ke = 0,01 – для середньо-магістральних літаків.

Відносна маса палива, що витрачається на крейсерському режимі польоту наближено оцінюється наступним чином:

де Lдальність польоту з максимальним комерційним навантаженням, км.

Відносна маса палива при польоті з максимальним комерційним навантаженням на максимальну дальність розраховується за наступною формулою:

1.2.2.  Розрахунок відносних мас основних частин літака

Відносна маса крила наближено визначається по наступній формулі:

де k1 = 0,98 – коефіцієнт, що враховує розвантаження крила силовою установкою; ;  – відносна маса палива; a = 1,6; b = 2; k2 = 0,6 – коефіцієнт, що враховує затяжеління конструкції крила через експлуатаційно-технологічні з’єднання; z – ступінь механізації крила, відповідає обраному раніше значенню;  – відносна площа прикореневих напливів крила. [4, 8, 9]

Відносна маса горизонтального та вертикального оперень наближено визначається наступним чином:

де kб – коефіцієнт, що враховує демпфування коливань оперення;  – максимальна швидкість польоту при плануванні літака, км/год; ,  – коефіцієнти при класичній схемі оперення; 1/4го, 1/4во – стріловидність горизонтального та вертикального оперення по лінії ¼ хорд відповідно.

Відносна маса шасі розраховується за наступною формулою:

де k1 = 1,82 – коефіцієнт, який залежить від варіанту кріплення основних опор шасі (в даному випадку основні опори шасі кріпляться до фюзеляжу); k2 = 1,1 – коефіцієнт, що залежить від кількості основних опір шасі; k3 = 1 – коефіцієнт, що враховує покриття ЗПС.

Відносна маса силової установки розраховується по наступній формулі:

де nдв – кількість двигунів;  – енергоозброєність літака.

Використовуючи вищевикладені залежності, коефіцієнт В0 визначається наступним чином:

Відносна маса фюзеляжу визначається за формулою:

де k1 = 3,36 – 0,333Dф – коефіцієнт, що залежить від діаметра фюзеляжу та компоновки літака; k2 – коефіцієнт, що залежить від схеми кріплення основних опор шасі (у даному випадку основні опори кріпляться до фюзеляжу); k3 – коефіцієнт, що враховує наявність вирізів під шасі у фюзеляжі; k4 – коефіцієнт, що залежить від варіанту транспортування вантажу (у даному випадку – вантаж транспортується у контейнерах); j = 0,754 – 0,01Dф2/3 – показник степені, що залежить від типу літака (у даному випадку літак – вантажний з рампою).

Відносна маса обладнання та елементів системи керування літаком обчислюється по наступній формулі:

де  

кількість людей на борту літака (екіпаж та супроводжуючі).

1.2.3.  Рішення рівняння балансу мас

Всі властивості і параметри літака взаємопов’язані між собою. Математичним відображенням цього взаємозв’язку є рівняння балансу мас літака. У зручному для аналізу вигляді рівняння балансу мас можна записати наступним чином:

де m0 – злітна маса літака; mкн – маса комерційного навантаження; – відносна маса крила; – відносна маса горизонтального оперення; – відносна маса вертикального оперення; – відносна маса фюзеляжу; – відносна маса шасі; – відносна маса силової установки; – маса обладнання та елементів системи керування літаком;  – маса палива; – відносна маса спорядження. [4, 8, 9]

Всі відносні маси пов’язані з тими або іншими властивостями й параметрами літака і є одночасно функціями від злітної маси, наприклад:

Відповідно, рішення рівняння балансу мас літака може бути виконано лише ітераційним методом з використанням для початкового кроку орієнтовної оцінки злітної маси  літак. Деякі відносні маси літака мають слабкий функціональний зв’язок зі злітною масою, і на даному етапі обчислення можуть бути визначені з достатньою точністю до остаточної оцінки т0 . Ця обставина спрощує розв’язок рівняння балансу мас, зводячи його до рішення системи рівнянь:

Цю систему рівнянь можна потати в іншому вигляді:

де nек. супр – кількість членів екіпажу та супроводжуючих.

Критерієм достатньої точності рішення є похибка:

Злітна маса літака визначається по наступній формулі:

Результати розрахунків наведені у додатку В.

1.3. Підбір двигунів

Потрібна потужність одного двигуна на крейсерському режимі польоту визначається по наступній формулі:

де nдв – кількість встановлених на проектованому літаку двигунів. [4, 8, 9]

Потрібна потужність одного двигуна на злітному режимі визначається по наступній формулі:

На основі знайдених потрібних потужностей двигунів на основних етапах польоту та заздалегідь обраних параметрів силової установки, виконується підбір двигуна для проектованого літака.

На даний момент не існує двигуна обраного типу (ТГВД) потрібної потужності, що втілює в собі визначені необхідні параметри, для забезпечення виконання призначення проектованого літака у повній мірі. Виходячи з цих міркувань, необхідно скласти технічні вимоги на двигун, певна кількість яких у сукупності забезпечили б визначені вимоги до силової установки проектованого літака. Усі технічні вимоги на двигун зведені у табл. 1.1.

Таблиця 1.1

Технічні вимоги на двигун

№ п/п

Найменування вимоги до двигуна

Розмірність

Значення

1

2

3

4

1

Тип двигуна

ТГВД

2

Злітна потужність N0

кВт

9959,3

3

Потужність на крейсерському ре-жимі NVH (Мкр=0,6801, Hкр=9,5км)

кВт

5772,8

4

Питома витрата палива на злітному режимі CNo

0,1752

5

Питома витрата палива на крейсерському режимі

0,1426

6

Маса силової установки

кг

23803

7

Питома маса силової установки

кг/кВт

0,597

8

Діаметр двигуна

мм

1350

9

Довжина двигуна

мм

3100

10

Діаметр гондоли двигуна

мм

1500

11

Довжина гондоли двигуна

мм

4300

Діаметр гондоли двигуна наближено визначається по наступному


співвідношенню:

Довжина гондоли двигуна наближено визначається по наступному співвідношенню:

Під викладені у табл. 1.1 вимоги, найбільш підходить двигун Д-27, що виготовляється на українському державному підприємстві «Запорізьке машинобудівельне конструкторське бюро «Прогрес» ім. академіка А. Г. Івченко».

Д-27 принципово новий турбогвинтовентиляторний двигун з високими газодинамічними параметрами робочого циклу, що розроблявся для літаків типу Ан-70/70Т, Бе-42 та Ан-180. Цей двигун має значно вищу паливну ефективність, ніж сучасні турбореактивні двоконтурні двигуни. Особливості конструкції двигуна Д-27: компресор двокаскадний з малою кількістю ступенів, останній ступінь – відцентровий; камера згоряння високотемпературна із рівномірним полем температур на вході у турбіну; турбіна трьохвальна з системою активного керування радіальними зазорами та широким використанням просторового профілювання лопатевого апарату, робочі лопатки монокристалові; редуктор одноступеневий диференціальний із вбудованим вимірювачем потужності; система автоматичного керування двигуном електрона типу FADEC. Конструктивна схема двигуна Д-27 показана на рис. 1.2.

Параметри двигуна Д-27 повністю задовольняють отримані шляхом розрахунків технічні вимоги до двигуна проектованого літака. Параметри силової


установки проектованого літака наведені у табл. 1.2.

Таблиця 1.2

Параметри встановленого на літаку двигуна Д-27

№ п/п

Найменування параметру

Значення

1

Тип двигуна

ТВВД Д-27

2

Потужність, е.к.с/кВт

14000/10640

3

Кількість встановлених на літаку двигунів

4

4

Степінь підвищення тиску на злітному режимі

22,9

5

Степінь підвищення тиску крейсерська Hкр = 11 км

29,7

6

ККД гвинтовентилятора (крейсерське)

0,9 (Мп = 0,7)

7

Маса двигуна (без гвинтовентилятора), кг

1650

8

Витрата повітря, кг/с

27,4

9

Температура перед турбіною на зльоті, К

1640

10

Потужність крейсерська (Hкр = 11 км), е.к.с/кВт

6750/5130

11

Довжина двигуна, мм

4198

12

Діаметр гвинтовентилятора, мм

4500

13

Діаметр двигуна, мм

1370

14

Країна-виробник

Україна

1.4. Розрахунок мас літака

Розрахунок мас функціональних груп та систем проектованого літака при розробці технічної пропозиції виконується наближено, з широким використанням статистичних даних літаків прототипів. [4, 8, 9]

Відносні маси основних частин проектованого літака визначаються наближено, з достатньою довірчою імовірністю, на підставі наведених у попередніх підрозділах формул та залежностей. Усі масові розрахунки виконані на ПЕОМ по програмі «Проект літака з ТГД».

В результаті проведених розрахунків визначені відносні маси основних функціональних груп та систем. Їхні маси розраховуються по наступній загальній формулі:

Наближений розподіл мас між складовими елементами основних


функціональних груп проводиться по наступним співвідношенням, що отримані на підставі статистики:

  •  маса основних опор шасі:

де mш – маса шасі;

  •  маса висотного обладнання та системи протиобледеніння:

де mкн – маса комерційного навантаження; m0 – злітна маса літака;

  •  маса швартувального обладнання, декоративної обшивки та теплозвукоізоляції:

де mкн – маса комерційного навантаження; m0 – злітна маса літака;

  •  маса кабінного обладнання:

де nекп – кількість членів екіпажа (2 чол.); nсупр – кількість супроводжуючих вантаж (1 чол.);

  •  маса управління та гідросистем:

де mкн – маса комерційного навантаження; m0 – злітна маса літака;

  •  маса управління:

  •  маса електро-, радіо-, приладного обладнання:

  •  маса електрообладнання:

  •  маса локаційного обладнання:

  •  маса навігаційного обладнання:

  •  маса обладнання радіозв’язку:

  •  маса паливної системи:

де mп – маса палива; kсх = 1 – коефіцієнт, що залежить від розташування двигунів відносно крила; А = 0,79;

  •  маса протипожежної системи:

де mсу – маса силової установки літака;

  •  маса системи протиобледеніння СУ:

  •  маса допоміжної силової установки:

Використовуючи результати розрахунку на ПЕОМ по програмі «Проект літака з ТГД» мас функціональних груп проектованого літака (додаток В), і залежності наведені у цьому підрозділі складена відомість мас літака (табл. 1.3).

Таблиця 1.3

Відомість мас літака

№ п/п

Найменування елементу функціональної групи

Маса, кг

Відносна маса

1

2

3

4

Планер

1

Планер

37497,735

0,26307

2

Крило

13977,374

0,09806

3

Фюзеляж

14650,158

0,10278

4

Горизонтальне оперення

1412,562

0,00991

5

Вертикальне оперення

1416,838

0,00994

6

Носова опора

604,080

0,00424

7

Основні опори

5436,723

0,03814

Продовження табл. 1.3

Устаткування та управління

8

Устаткування та управління

18021,206

0,12643

9

Висотне обладнання

2579,956

0,01810

10

Обладнання кабіни

28,508

0,00020

11

Декоративна обшивка та ТЗІ

826,726

0,00580

12

Вантажне (швартувальне) обладнання

4247,662

0,02980

13

Система керування

712,695

0,00500

14

Гідросистема

2095,323

0,01470

15

Електроустаткування

4062,362

0,02850

16

Локаційне обладнання

527,394

0,00370

17

Навігаційне обладнання

798,218

0,00560

18

Обладнання радіозв’язку

399,109

0,00280

19

Приладове обладнання

926,504

0,00650

20

Інше устаткування

816,749

0,00573

21

Додаткове оснащення

260,846

0,00183

Силова установка

22

Силова установка

23802,588

0,16699

23

Паливна система

798,218

0,00560

24

Протипожежна система

2850,780

0,02000

25

Система протиобледеніння

712,695

0,00500

26

Допоміжна силова установка (ДСУ)

1268,597

0,00890

27

Оснащення двигунів

11403,120

0,08000

28

Силові вузли та гондоли двигунів

6769,177

0,04749

29

Порожній літак

79582,375

0,55832

Спорядження

30

Спорядження

1063,341

0,00746

31

Екіпаж

170

0,001192656

32

Супроводжуючі

85

0,000596328

33

Документація та інструменти

120

0,000841875

34

Вода, хімічні рідини

100

0,000701562

35

Масла та робочі рідини

420

0,002946562

Закінчення табл. 1.3

36

Аварійно-рятувальне  устаткування

168,341

0,001181017

37

Порожній споряджений літак

80645,715

0,56578

Паливо

38

Паливо

26892,833

0,18867

39

Паливо, що витрачається

23156,886

0,16246

40

Аеронавігаційний запас

3735,947

0,02621

Комерційне навантаження

41

Платне навантаження

35000,452

0,24555

42

Пасажири

0

0

43

Багаж пасажирів

0

0

44

Пошта та вантажі різного роду

0

0

45

Корисне навантаження

61893,285

0,43422

46

Злітна маса літака

142539

1

1.5.  Компоновка літака

1.5.1.  Оцінка відносної маси палива

1.5.1.1.  Розрахунок питомої витрати палива

Геометричні характеристики крила визначаються виходячи із значень величин злітної маси і питомого навантаження на крило, визначених на підставі розрахунків на ПЕОМ по програмі «Проект літака з ТГД». [2, 5, 7, 9]

Площа крила проектованого літака:

Розмах крила:

Коренева хорда крила:

Кінцева хорда крила:

Бортова хорда крила:

Максимальна товщина профілю в кореневому перерізі крила:

Максимальна товщина профілю в кінцевому перерізі крила:

Крило проектованого літака виконане по кесонній силовій схемі з двома лонжеронами, складається з рознімних частин: центральної частини (центроплана) крила, середньої частини крила (СЧК) та знімної частини крила (ЗЧК).

Відносна координата розташування і-го лонжерона крила по хорді:

де хi – відстань по хорді від носка крила до і-го лонжерона; bi – хорда і-го перерізу крила.

Абсолютне значення відстані по хорді і-го перерізу від носка крила до і-го лонжерона розраховується по наступній формулі:

де  – відносна координата розташування і-го лонжерона крила по хорді, що обирається з усталених значень, які використовуються у авіабудівництві, а також враховуючи дані літаків-прототипів.

Обрані наступні значення відносних координат розташування 1-го (переднього) та 2-го (заднього) лонжеронів крила по хорді відповідно:

Абсолютні координати переднього та заднього лонжеронів у кореневому перерізі крила:

Сторінка 49. Рис. 1.3. Визначення САХ крила.

Зроблено у AutoCad

Абсолютні координати переднього та заднього лонжеронів у кінцевому перерізі крила:

Розташування та значення середньої аеродинамічної хорди крила проектованого літака визначається графічним способом (див. рис. 1.3).

Отримане значення САХ:

Координати носка САХ визначаються графічним методом (див. рис. 1.3):

1.5.1.2.  Геометричні характеристики елеронів

Визначення геометричних характеристик елеронів проводиться на підставі знайдених характеристик крила. При цьому використовуються усталені та найбільш вживані залежності, що застосовуються у сучасному авіабудівництві. [5]

Розмах елерона:

Хорда елерона в і-му перерізі:

Площа елерона:

Отримані значення розмаху та хорд елерона відносно невеликі, тому для забезпечення необхідної поперечної керованості літака застосовуються інтерцептори, що дублюють роботу елерона. За рахунок встановлення


інтерцепторів вдалося забезпечити добру поперечну керованість при мінімальних геометричних параметрах елеронів, що дає можливість збільшити площу крила, яка обслуговується механізацією, а значить і покращити злітно-посадочні характеристики проектованого літака.

Елерони відхиляються за допомогою приводів, що живляться від гідравлічної системи літака. Кожен елерон обслуговується двома гідравлічними приводами достатньої потужності, тому використання аеродинамічної осьової компенсації недоцільне.

Значення кутів граничного відхилення елеронів обирається з міркувань забезпечення необхідної поперечної керованості проектованого літака і з врахуванням статистичних даних літаків-прототипів.

Кути граничного відхилення елеронів:

1.5.1.3. Компоновка та визначення геометричних параметрів механізації крила

Основною умовою при компоновці механізації є забезпечення необхідної несучої здатності крила, тобто коефіцієнтів підйомної сили, що заздалегідь визначені шляхом розрахунків на ПЕОМ по програмі «Проект літака з ТГД», що наведені у додатку В. Також, механізація повинна задовольняти прийняті раніше умови, а саме обраний ступінь механізації крила та його профіль. [2, 5, 7, 9]

Уточнення виду механізації крила та її геометричних параметрів проводиться на підставі наступної умови:

Максимальне значення коефіцієнта підйомної сили в посадочній конфігурації крила (відповідає критичному куту атаки) для конкретної компоновки механізації розраховується наступним чином:

де S1 – площа крила зайнята фюзеляжем, м2; S2 – площа крила, що


обслуговується механізацією, м2; S3 – площа крила, що обслуговується елеронами, м2; Сy1 – коефіцієнт підйомної сили частини крила, зайнятої фюзеляжем; Сy2 – коефіцієнт підйомної сили частини крила, що обслуговується механізацією; Сy3 – коефіцієнт підйомної сили частини крила, що обслуговується елеронами.

Значення відповідних площ S1 , S2 , S3 визначаються зі схеми крила зображеній на рис. 1.4.

Коефіцієнти підйомної сили на ділянках крила, що обслуговуються механізацією наближено визначаються по наступній формулі:

де Сy max вих. пр – коефіцієнт підйомної сили вихідного профілю крила;  – відносний приріст коефіцієнта підйомної сили за рахунок випуску механізації крила.

Заздалегідь прийнятий ступінь механізації крила (Z=1,276) забезпечується встановленням на кожній консольній частині крила наступних елементів механізації та системи керування літаком:

  •  по одному відхиляємому носку;
  •  по три секції керованих щілинних передкрилків;
  •  по дві секції двохщілинних висувних дволанкових закрилків;
  •  по три секції інтерцепторів;
  •  по одній секції елеронів.

Відносна хорда закрилків:

Відносна хорда передкрилків та відхиляємого носку:

Елементи механізації крила виконані по лонжеронній конструктивно-силовій схемі.

Довжина дільниці крила, що обслуговується закрилками:

де lзак = 1,035 м – розмах закінцівки крила, м.

Сторінка 53. Рис. 1.4. Теоретична схема крила.

Зроблено у AutoCad

Довжина ділянки крила, що обслуговується передкрилками та відхиляємими носками:

де nдв – кількість двигунів; lп – довжина ділянки крила, що виділяється для кріплення пілону двигуна, м.

Довжина ділянки крила, що займають інтерцептори:

1.5.2.  Компоновка та розрахунок основних параметрів оперення

Для забезпечення необхідної та достатньої повздовжньої статичної стійкості літака, його центр мас повинен знаходитись попереду фокуса крила (фокус – умовна точка на САХ, до якої прикладається сумарне зосереджене навантаження від аеродинамічних сил, наприклад, зосереджена сила від зміни кута атаки), при чому відносна відстань між ними визначає ступінь повздовжньої стійкості літака, що математично виглядає наступним чином:

де  – коефіцієнт моменту Мz (момент на пікірування або кабрирування); і  – відносні координати ЦМ і фокуса відповідно. [2, 5, 7, 9]

Якщо  , то літак має нейтральну повздовжню статичну стійкість.

Якщо  – літак не стійкий у повздовжньому каналі.

Геометричні параметри горизонтального та вертикального оперень визначаються з урахуванням параметрів літаків-прототипів.

Площі горизонтального та вертикального оперень відповідно:

Площі рулів висоти та напрямку відповідно:

Рулі висоти та напрямку мають осьову аеродинамічну компенсацію. Площі аеродинамічної компенсації рулів висоти та напрямку відповідно:

Розмах горизонтального оперення і висота вертикально оперення відповідно:

Звуження горизонтального та вертикально оперень відповідно:

Подовження горизонтального оперення:

Подовження вертикального оперення:

Кінцеві хорди горизонтального та вертикального оперень відповідно:

Кореневі хорди горизонтального та вертикального оперень відповідно:

Середні аеродинамічні хорди (САХ) горизонтального та вертикального оперень визначаються графічним методом (див. рис. 1.5).

Знайдені величини САХ горизонтального та вертикального оперень відповідно:

Сторінка 56. Рис. 1.5. Визначення САХ ГО та ВО.

Зроблено у AutoCad

Відносна товщина профілю горизонтального та вертикального оперень відповідно:

Стріловидність горизонтального та вертикального оперень по лінії ¼ хорд приймається з урахуванням необхідності забезпечення потрібної керованості літаком при можливій появі хвильової кризи на крилі, тому їх значення приймаються дещо більшими за стріловидність крила, оскільки збільшення стріловидності відтягує момент появи хвильової кризи на більші швидкості польоту.

Стріловидність горизонтального та вертикального оперень по лінії ¼ хорд відповідно:

1.5.3.  Компоновка фюзеляжу

1.5.3.1.  Геометричні та конструктивні параметри фюзеляжу

Основні геометричні параметри фюзеляжу визначені у пункті 1.1.5. Для фюзеляжу проектованого літака обрані наступні подовження:

  •  сума подовжень фюзеляжу ф ≈ 7,27;
  •  подовження носової частини фюзеляжу нос ≈ 1,2;
  •  подовження хвостової частини фюзеляжу хв ≈ 3,47;
  •  діаметр фюзеляжу Dф = 5,6 м;
  •  довжина фюзеляжу lф = 40,712 м;
  •  довжина носової частини фюзеляжу lнос = 6,72 м;
  •  довжина хвостової частини фюзеляжу lхв = 19,432 м.

Фюзеляж проектованого літака представляє собою цільнометалевий напівмонокок, що складається з повздовжнього (стрингери та балки), поперечного (шпангоути з кроком 500 мм) силових наборів та працюючої обшивки. [2, 5, 7, 9]

В фюзеляжі розміщені кабіна екіпажу та вантажна кабіна. Фюзеляж представляє собою герметичну кабіну.

Передня частина фюзеляжу починається радіопрозорим обтікачем радіолокаційного обладнання. У хвостовій частині фюзеляжу розміщений вантажний люк, який зачиняється рухомою рампою, герметичним щитком та створами. Під підлогою вантажної кабіни розташовані ніші для розміщення основних опор шасі, які зачиняються створами. Вздовж бортів фюзеляжу кріпляться обтічники основних опор шасі, призначення яких – аеродинамічно приховати основні опори для зменшення лобового опору літака.

1.5.3.2.  Кабіна екіпажа

Кабіна екіпажа знаходиться у передній частині фюзеляжу над нішою основної опори шасі. В кабіні розміщені крісла екіпажа: командира ПС – зліва, другого пілота – з права. Компоновочна схема кабіни: пілоти – поруч, бортінженер  – у центрального пульта. Екіпажу забезпечений гарний огляд позабортового простору. Встановлені мініатюрні штурвали. Основна маса органів керування і засобів відображення інформації розміщена на центральному і верхньому пультах, у центральній частині приладової дошки, тобто в зоні, що дає можливість забезпечити взаємодопомогу та взаємний контроль дій. [2, 5, 9, 15]

Крісла екіпажа забезпечують зручне положення пілотам при роботі і відпочинку в умовах польоту, а також безпеку у випадку аварійної посадки.

Крісла переміщаються по напрямних рейках. На крісла пілотів встановлені механізми примусового відкочування. При відкочуванні крісел у крайнє положення, вони зміщуються до борту. Крісла фіксуються в крайніх і проміжних положеннях.

Крісло бортінженера може знаходитись як у центрального пульта, так і у пульта передпольотної підготовки.

Крісла екіпажа обладнані електромеханізмами регулювання по висоті.

Лицювальні панелі в кабіні екіпажа закривають конструктивні елементи каркаса.

Інтер’єр кабіни екіпажа, архітектура і колірне рішення відповідають


сучасним вимогам технічної естетики.

Для зберігання на борту літака посуду, буфетного інвентарю і продуктів харчування служать контейнери КБУ-10М.

Туалет виконаний у виді окремого приміщення і розміщений у технічному відсіку по правому борту.

1.5.3.3.  Вантажна кабіна

Вантажний відсік літака займає більшу частину об’єму фюзеляжу і призначений для перевезення різноманітних вантажів. Літак забезпечує перевезення вантажів різних типів:

  •  самохідних і несамохідних машин на колісному і гусеничному шасі;
  •  дрібних вантажів у спеціальних ємностях, що не менші ніж 0,3×0,3×0,3 м;
  •  вантажів в авіаційних контейнерах типу 2G1C, 2F1C (УАК-5), УАК-2,5, 2М1С, 2А2С (LD-7), 2L3C (LD-5), або пакетованих на піддонах типу 2G1P, 2M1P (ПА-6,8), 2F1P (ПА-5,6), 2А1Р (ПА-4,5), 2В1Р (ПА-3,6), напівпіддонах типу 1Д1Р, а також у великогабаритних контейнерах за ДСТУ 18477-79;
  •  вантажі великих повздовжніх розмірів (труби, рейки та ін.) у відповідній тарі. [2, 5, 9, 15]

Літак має можливість перевозити на рампі вантажі масою до 5000 кг.

Для захисту екіпажа і супроводжуючих вантажу від його зсуву при аварійній посадці передбачено встановлення бар’єрних пристроїв.

Рольгангове устаткування забезпечує переміщення та закріплення вантажів у контейнерах і на піддонах у вантажній кабіні літака.

Завантаження, вивантаження і закріплення вантажів здійснюються транспортним устаткуванням вантажної кабіни.

Склад транспортного устаткування:

  •  верхнє завантажувальне устаткування;
  •  нижнє завантажувальне устаткування;
  •  швартувальне устаткування;
  •  рольгангове устаткування.

Верхнє завантажувальне устаткування складається з чотирьох тельферів,


кожен вантажопідйомністю 3000 кг.

Нижнє завантажувальне устаткування складається з:

  •  двох лебідок тягою по 14,7 кН (1500 кгс) кожна;
  •  поліспастної системи;
  •  захисних настилів на підлогу і рампу.

Верхнє і нижнє завантажувальне устаткування в польоті не функціонує і розглядається як вантаж, закріплений у кабіні. Міцність закріплення в кабіні розрахована на всі польотні і посадкові випадки навантаження, включаючи аварійну посадку.

Швартувальне устаткування забезпечує кріплення вантажів у вантажній кабіні і складається з наступних елементів:

  •  швартувальних вузлів;
  •  швартувальних ланцюгових пристроїв;
  •  швартувальних сіток;
  •  швартувальних ременів;
  •  лямок, хомутів.

Склад рольгангового устаткування:

  •  роликові доріжки;
  •  замкові балки;
  •  бічні напрямляючі;
  •  торцеві замки.

Якщо вантаж транспортується у вантажній кабіні разом із супроводжуючим авіаспеціалістом, то вантажний відсік розглядається як відсік класу «В», в іншому випадку – як відсік класу «Е».

1.5.3.4.  Люки та двері

У передній частині вантажної кабіни, на лівому та правому бортах встановлені дві бічні двері. Для входу в літак і виходу з нього використовуються ліві двері з бортовим трапом, що прибирається вручну і встановлюється на борту усередині фюзеляжу. Двері відкриваються назовні в напрямку польоту як вручну, так і дистанційно. [2, 5, 9, 15]

Сторінка 61. Рис. 1.6. Теоретичне креслення фюзеляжу

зроблено у AutoCad

У хвостовій частині фюзеляжу встановлений вантажний люк, що закривається рухомою рампою, гермощитком і створами. Рампа виконує функцію трапа для завантаження різноманітних вантажів.

Крім аварійних люків, для аварійного покидання літака також використовуються кватирки ліхтаря, біля яких встановлені відповідні рятувальні засоби.

В районі вхідних дверей розміщений надувний трап і рятувальний пліт у зоні переднього лівого зализу крила.

У вантажній кабіні розташовані два нижніх і чотири верхніх бічних люки, що відкриваються вручну назовні.

Вікна (ілюмінатори), що встановлені на бічних дверях, усіх бічних люках і на обох бортах фюзеляжу, забезпечують добре освітлення денним світлом і огляд з вантажної кабіни.

Бічні двері і вантажний люк мають електрогідравлічні системи керування. На літаку встановлена електронна система індикації (ЕСІ), що відслідковує положення бічних дверей і вантажного люка, а також сигналізація, що попереджує пілотів про незакрите положення кожної із зовнішніх дверей і люків літака.

У конструкції всіх зовнішніх бічних дверей і люків, вантажного люка передбачені засоби для запобігання самовільного відкриття в польоті, а також фіксації дверей і люків у випадку аварійного приземлення чи приводнення літака.

1.5.4.  Компоновка шасі

Схемам шасі проектованого літака, що була визначена у попередніх розділах – трьохопорне шасі з носовою опорою. Для компоновки шасі необхідно визначити відповідні параметри, що розраховуються по наступним залежностям.

Виніс основних опор шасі:

База шасі:

Виніс носової опори шасі:

Оскільки проектований літак – високоплан, на значення величини колії шасі накладається обмеження викликане кріпленням основних опор шасі до фюзеляжу. Значення величини колії шасі збільшене за рахунок виносу у сторони кронштейнів кріплення стійок основних опор, що покращує стійкість літака при переміщені по ЗПС. Прийняте наступне значення величини колії шасі:

При виборі коліс (типу пневматиків і тиску в них) необхідно керуватися, в першу чергу, призначенням проектованого літака (передбаченими умовами експлуатації і типом покриття ЗПС). Для забезпечення можливості експлуатації проектованого літака з ґрунтових ЗПС і покращення його проходимості, необхідно мінімізувати значення питомого навантаження на колеса шасі. Основні способи зменшення питомого навантаження на колеса шасі – встановлення більшої кількості коліс, при умові мінімізації відносної маси шасі, та зниження тиску у пневматиках для покращення проходимості. [2, 5, 7, 9]

Навантаження на колесо основної опори шасі:

де n = 6 – кількість основних або носових опор шасі; z = 2 – кількість коліс на одній основній або носовій опорі шасі.

Навантаження на колесо носової опори шасі:

де kд = 1,5 – коефіцієнт динамічності.

Підбір пневматиків коліс проводиться при умові виконання наступних нерівностей:

Для основних та носової опор шасі проектованого літака обрані гальмівні колеса з арочними пневматиками, які дають можливість задовольнити вимогу, щодо експлуатації літака з ґрунтових ЗПС. Основні параметри підібраних авіаційних коліс наведені в табл. 1.4.

Таблиця 1.4

Характеристики пневматиків коліс

Опора шасі

Тип пневматика

Розміри колеса, мм

Максимальне стояночне навантаження , Н

Тиск в пневматику ×105 Па

Посадочна швидкість , км/год

Злітна швидкість , км/год

Носова

Арочний

1450×520А

127000

5

210

260

Основна

Арочний

1450×520А

127000

5

210

260

Максимальне стояночне навантаження підібраного колеса носової опори перевищує розрахункове значення більш ніж на 5%, тому стає можливим понизити тиск у пневматику колеса, що підвищить проходимість літака і нормалізує його спільну роботу з рідино-газовим амортизатором.

Кореговане значення тиску у пневматику колеса основної опори шасі розраховується наступним чином:

Кореговане значення тиску у пневматику колеса носової опори шасі розраховується наступним чином:

Шасі літака повинно бути спроектованим таким чином, щоб виконувалися наступні умови:

  •  кут перекидання на хвіст:

  •  кут виносу основних опор шасі:

  •  кут між площиною симетрії літака і основною опорою шасі відносно центра мас літака:

  •  кут перевалювання на носову опору при приземленні літака:

Усі перелічені вище умови до компонування шасі виконуються (див. креслення НАУ 08 16 00.00.00 ВЗ).

1.6.  Центровка літака

1.6.1.  Визначення центра мас спорядженого крила

Під масою спорядженого крила розуміють сукупність мас його конструкції, розміщеного в крилі обладнання, двигунів, мотогондол, пілонів і палива, розрахованого на політ з максимальним комерційним (платним) навантаженням на максимальну дальність. Завданням даного підрозділу є визначення центра мас спорядженого крила, для чого необхідно попередньо визначити центри мас характерних об’єктів крила – конструкція крила, його системи, робочі рідини та мастила, а також основні та носова опори шасі у випущеному положенні. [2, 5, 7, 9]

Початок координат, відносно якого визначаються центри мас, знаходиться у точці початку проекції САХ крила на площину XOY (див. рис. 1.7), при чому вісь X', що належить площині XOY і направлена проти польоту літака, паралельна будівельній вісі літака, яка теж належить площині XOY. Вісь X' утроє разом з проекцією САХ крила на площину XOY кут установки крила (3°).

Повздовжні координати центрів мас характерних об’єктів крила:

  •  координата центра мас конструкції крила:

  •  координата центра мас паливної системи знаходиться в центрі мас конструкції крила:

  •  координата центра мас управління літаком (30% від усієї маси


управління:

  •  координата центра мас електрообладнання крила:

  •  координата центра мас протиобліднювальної системи крила (70% від усієї маси протиобліднювальної системи):

  •  координата центра мас гідросистеми крила (70% від усієї маси гідросистеми):

Координати центра мас пілонів, двигунів, гондол і палива у баках визначаються графічно по центровочному кресленню крила (див. рис. 1.7);

Повздовжні координати основних та носової опори шасі, тобто відстані відносно центра мас літака визначені у пункті 1.5.4 даного розділу, а їх координати відносно носка САХ крила визначаються з врахуванням координати центра мас літака, що приймається попередньо: С = 0,34bСАХ.

Координати центрів мас палива у кожному баку знаходяться:

  •  по хорді крила – на середині кесону;
  •  по розмаху крила – на відстані z від внутрішньої, відносно площини симетрії літака, стінки бака:

де lб – довжина стінки паливного бака по розмаху лонжерона, м.

Відносна маса палива, яке можливо розмістити у фюзеляжі (центроплані крила):

де  – повна відносна маса палива;  – відносна маса палива, яке можливо розмістити в крилі.

Відносна маса палива, яке можливо розмістити в крилі:

де β = 220+15ηкр – коефіцієнт, що залежить від звуження крила ηкр ; λкр – подовження крила; p0 – навантаження на крило при зльоті; – середня відносна товщина крила; m0 – злітна маса літака.

В даному випадку усе паливо, що витрачається на політ із визначеними  параметрами розміщене у баках-кесонах консолей крила. Місткість усіх паливних баків (разом з центропланним) дозволяє вмістити 37500 кг палива (ρ = 775 кг/м3).

Координати центра мас спорядженого крила визначається по наступним формулам:

Результати виконаних розрахунків по визначенню координат центрів мас окремих вантажів, агрегатів і крила в цілому, зведені у ценровочну відомість мас спорядженого крила (табл. 1.5). Центровка по Y необов’язкова.

Таблиця 1.5

Центровочна відомість мас спорядженого крила

№ п/п

Найменування об’єктів

Маса mi, кг

Координата центра мас

, м

Момент маси , кг·м

1

2

3

4

5

1

Крило (конструкція)

13977,374

3,416

47739,7

2

Паливна система

798,218

3,416

2726,3

3

Силова установка

21735,772

-0,02

-434,7

4

Мастила та робочі рідини

240

0,605

145,2

5

Управління літаком (30%)

213,809

4,706

1006,1

6

Електрообладнання 30%

1218,709

0,759

925

7

Протиобліднювальна система (70%)

1264,178

0,759

959,5

8

Гідросистема (70%)

1466,726

4,706

6902,1

Споряджене крило без палива та шасі

40914,787

1,466

59969,3

9

Передня опора – «Випущено»

604,08

-10,288

-6215

10

Основна опора – «Випущено»

5436,723

4,099

22283

Сторінка 68. Рис. 1.7.Центровочне креслення крила

зроблено у AutoCad

Закінчення табл. 1.5

11

Паливо (з аеронавігаційним запасом)

26892,833

3,714

99881,2

11.1

Паливо в баках №1,2

10000

2,692

26920

11.2

Паливо в баках №3,4

10000

3,818

38180

11.3

Паливо в баках №5,6

6892,833

5,046

34781,2

Разом

73848,423

2,382

175918,5

6.1.2.  Визначення центра мас спорядженого фюзеляжу

Під масою спорядженого фюзеляжу розуміють сукупність мас його конструкції, обладнання та управління розміщеного у фюзеляжі, спорядження та комерційного навантаження. [2, 5, 7, 9]

Початок координат знаходиться у точці проекції передньої крайньої точки фюзеляжу на будівельну горизонталь (вісь) літака.

Координати центрів мас характерних об’єктів фюзеляжу визначаються по схемі фюзеляжу зображеній на рис. 1.8 – «Центровочне креслення фюзеляжу».

Координати центра мас спорядженого фюзеляжу визначаються по наступним формулам:

Результати виконаних розрахунків по визначенню координат центрів мас окремих вантажів, агрегатів і фюзеляжу в цілому, зведені у ценровочну відомість мас спорядженого фюзеляжу (табл. 1.6). Центровка по Y необов’язкова.

Таблиця 1.6

Центровочна відомість мас спорядженого фюзеляжу

№ п/п

Найменування об’єктів

Маса mi, кг

Координата центра мас

, м

Момент маси , кг·м

1

2

3

4

5

1

Фюзеляж

14650,158

19,6

287143,1

2

Горизонтальне оперення

1412,562

36,3

51276

Сторінка 70. Рис. 1.8.Центровочне креслення фюзеляжу

зроблено у AutoCad

Закінчення табл. 1.6

3

Вертикальне оперення

1416,838

36,1

51147,8

4

Локатор

52,739

1,6

84,4

5

Радіолокаційне обладнання

474,655

2,9

1376,5

6

Приладне обладнання

926,504

2,6

2408,9

7

Аеронавігаційне обладнання

798,218

2,2

1756,1

8

Обладнання радіозв’язку

399,109

3,8

1516,6

9

Управління літаком 70%

498,887

24,52

12232,7

10

Електрообладнання 70%

2843,653

17,5

49763,9

11

Гідро-газові системи 30%

628,597

18,8

11817,6

12

Мастила і робочі рідини

180

18,8

3384

13

Висотне обладнання

773,987

13,5

10448,8

14

Протиобліднювальна система 30%

541,791

35,9

19450,3

15

Нетипове обладнання

807,595

5,7

4603,3

16

Вантажне обладнання

4247,662

17,84

75778,3

17

Обладнання кабін літака

28,508

17,84

508,6

18

Допоміжна силова установка

1268,597

13,5

17126,1

19

Теплозвукоізоляція

578,708

19,6

11342,7

20

Декоративна обшивка

248,018

20,2

5010

21

Туалет

70

6,4

448

22

Вода, хімічні рідини

100

6,4

640

23

Бортовий інструмент та документація

120

6,5

780

24

Крісла екіпажу

120

3,8

456

25

Крісла супроводжуючих

30

5,7

171

26

Кисневе обладнання

50

4,1

205

27

Аварійно-рятувальне обладнання

168,341

9,5

1599,2

Споряджений фюзеляж без комерційно-го навантаження і льотного складу

33435,126

18,617

622474,9

28

Супроводжуючі

85

5,8

493

29

Екіпаж

170

3,9

663

30

Вантажі

35000,452

17,78

622308

Разом

68690,578

18,138

1245938,9

1.6.3.  Визначення центра мас спорядженого літака

Завданням даного пункту є визначення положення крила літака відносно його фюзеляжу, тобто необхідно знайти відстань між носком фюзеляжу і носком САХ крила. Центр мас літака визначається відносно САХ крила, тобто відносно її носка. Центр мас спорядженого літака визначається відносно повздовжньої вісі літака (вісь Х). Центровка літака по висоті (по вісі Y) необов’язкова. [2, 5, 7, 9]

Центр мас спорядженого літака визначається відносно початку координат, що знаходиться у точці проекції носка (передньої крайньої точки) фюзеляжу на будівельну горизонталь (вісь) літака.

Для визначення центра мас спорядженого літака необхідно скласти рівняння рівноваги моментів відносно крайньої передньої точки (носка) фюзеляжу:

де mсп.ф, mсп.кр – маси спорядженого фюзеляжу та спорядженого крила відповідно, кг; m0 – максимальна злітна маса літака, кг; Xф – координата центра мас спорядженого фюзеляжу відносно проекції носка фюзеляжу на будівельну горизонталь фюзеляжу, м; – координата центра мас спорядженого крила відносно носка проекції САХ на площину XOY, м; ХА – координата носка САХ крила відносно носка фюзеляжу, м; С – відстань від носка САХ до центра мас спорядженого літака, м.

Для літаків-високопланів значення С лежить у межах (0,28…0,34)bСАХ . Для проектованого літака прийняте наступне значення відстані між носком САХ крила і центром мас спорядженого літака:

С = 0,34 bСАХ = 0,34·7,590 = 2,5806 м,

тоді

Повздовжня координата центра мас спорядженого літака:

1.6.4.  Розрахунок варіантів центровки

Кінцева компоновка літака і визначення центровки літака – єдиний нерозривний процес. Для забезпечення бажаного степеню статичної повздовжньої стійкості і керованості літака його центр тяжіння повинен знаходитися у визначеному діапазоні значень по довжині САХ крила. [2, 5, 7, 9]

У процесі експлуатації літака положення його центра тяжіння може змінюватися: у даному конкретному польоті – по мірі витрати палива, а також за рахунок різних варіантів завантаження літака. Задня допустима центровка при цьому повинна бути гранично така, щоб забезпечувався мінімально необхідний запас статичної стійкості літака, що визначається характером його призначення.

Гранично допустима передня центровка літака визначається ефективністю його органів повздовжнього керування (балансування). Чим більша ефективність органів повздовжнього керування, тим ширше буде допустимий діапазон центровок літака.

Після компоновки крила та фюзеляжу літака необхідно виконати розрахунок його допустимих центровок, тобто відносних положень центра мас літака від носка САХ крила (відносних координат), виражених у відсотках:

Варіанти центровок і їх допустимий діапазон визначається з урахуванням наступних умов:

  •  сума мас спорядженого фюзеляжу і спорядженого крила повинна дорівнювати злітній масі літака:

  •  плече горизонтального оперення (відстань між центром мас літака і центром тиску ГО) повинно перевищувати потроєну довжину САХ крила:

В результаті проведених розрахунків складаються звідна центровочна відомість (табл. 1.7) та перелік варіантів центровки проектованого літака (табл. 1.8).

Таблиця 1.7

Звідна центровочна відомість

№ п/п

Найменування об’єктів

Маса mi, кг

Координата центра мас

, м

Момент маси , кг·м

1

2

3

4

5

1

Споряджене крило (без палива і шасі)

40914,787

16,810

687785,4

2

Носова опора шасі – «ВИПУЩЕНО»

604,08

5,056

3054,3

3

Основні опори шасі – «ВИПУЩЕНО»

5436,723

19,443

105706,6

4

Паливо:

26892,833

19,059

512537,8

  •   що витрачається:

бак №1,2

10000

18,037

180364,8

бак №3,4

10000

19,163

191624,8

бак №5,6

3156,886

20,391

64370,4

  •  аеронавігаційний запас

3735,947

20,391

76177,8

5

Споряджений фюзеляж (без льотного складу та комерційного навантаження)

33435,126

18,617

622474,9

6

Супроводжуючі

85

5,8

493

7

Вантажі

35000,452

17,78

622308

8

Екіпаж

170

3,9

663

9

Носова опора шасі – «ПРИБРАНО»

604,08

3,576

2160,2

10

Основні опори шасі – «ПРИБРАНО»

5436,723

19,443

105706,6

Таблиця 1.8

Варіанти центровки літака

№ п/п

Найменування об’єктів

Маса

mi, кг

Координата центра мас

, м

Момент маси

, кг·м

Центровка , %

1

2

3

4

5

6

1

Злітна маса (шасі випущено)

142539

17,925

2555023

34

2

Злітна маса (шасі прибрано)

142539

17,919

2554129

33,917

3

Посадочний варіант (шасі випущено)

119382,114

17,747

2118663

31,653

4

Перегоночний варіант (шасі прибрано, без комерційного навантаження)

107538,549

17,964

1931821

34,513

5

Стоянковий варіант (без комерційного навантаження, палива, екіпажа, шасі випущено)

80390,715

17,652

1419021,2

30,396

Діапазон гранично допустимих центровок проектованого літака:

1.7.  Технічний опис конструкції літака

1.7.1.  Аеродинамічна компоновка літака

Літак (рис. 1.9) являє собою високоплан із крилом помірної стріловидності (14° по лінії ¼ хорд), з герметичним фюзеляжем, палубним хвостовим оперенням і шасі трьохопорної схеми. [15]

Крило середнього подовження (l = 9,5) має критичний профіль П-208 і складається з прямокутного центроплану і двох стріловидних консолей трапецевидної форми в плані.

На передній крайці крила встановлені носок, що відхиляється (від борту фюзеляжу до гондоли внутрішнього двигуна) і щілинний висувний передкрилок. На задній крайці встановлені елерони. Механізація задньої крайки крила складається з двохщілинних висувних дволанкових закрилків і трьох секцій інтерцепторів на кожнім напівкрилі.

Фіксоване горизонтальне оперення встановлене на фюзеляжі. Кермо висоти – дволанкове з осьовою аеродинамічною компенсацією.

Вертикальне оперення складається з кіля і дволанкового трьохсекцiйного руля напрямку.

Шасі прибираємого типу складається з однієї стійки передньої опори і двох трьохстiйкових основних опор. Усі стійки шасі прибираються у ніші, розташовані в нижній частині фюзеляжу.

Чотири маршові турбогвинтовентиляторні двигуни типу Д-27 з гвинтовентиляторами СВ-27 (СГ-27) встановлені на крилі. Гвинтовентилятор – багатолопатевий дворядний гвинт із протилежним напрямком обертання лопатей.

1.7.2.  Конструкція планера

1.7.2.1.  Фюзеляж

Фюзеляж літака (рис. 1.10) являє собою суцільнометалевий напівмонокок з подовжнім набором зі стрингерів і балок, поперечним набором зі шпангоутів і працюючою обшивкою з посиленням в зонах вирізів під люки, двері, ліхтар та устаткування літака. [15]

Поперечний переріз мiдельної частини фюзеляжу – коло.

Фюзеляж умовно розділений по довжині на носовий, середній і хвостовий


відсіки (частини).

У носовому відсіку фюзеляжу міститься носовий обтічник, а в хвостовій частині –  закінцівка з хвостовим обтічником.

У носовому відсіку фюзеляжу між шпангоутами №2-13 розташована кабіна

екіпажа, що відділена перегородкою від вантажної кабіни. У передній частині кабіни екіпажа розташований ліхтар із кватирками, у верхній частині розміщується аварійний люк. Вхід у кабіну екіпажа здійснюється з вантажної кабіни по сходам через люк у підлозі кабіни екіпажа. Під підлогою кабіни екіпажа розташований технічний відсік, у якому міститься ніша передньої опори шасі, що закривається створами, і шахта з нижнім аварійним люком, що відкривається назовні.

Скло ліхтаря кабіни екіпажа забезпечує достатній огляд пілотам у польоті. Лобові стекла і їхнє кріплення витримують нормований удар птаха.

У середньому і частково у носовому та у хвостовому відсіках фюзеляжу між шпангоутами №12 і 57 розташована вантажна кабіна, у якій міститься вантажна підлога між шпангоутами № 12 і 50, що складається із силового настилу із шістьма рядами рейок з пазом і ряд гнізд під швартовочні вузли. У настилі підлоги розташовані два люки для доступу в підпільний простір. Поріг вантажної підлоги з вузлами навіски рампи вантажного люка розташований по шпангоуту №50.

У середньому відсіку фюзеляжу розташований центральний силовий відсік, що включає зону стикування центроплана крила з фюзеляжем по силових шпангоутах №29-35, і нішу основних опор шасі між шпангоутами № 32-41. На низах силових шпангоутів кріпляться вузли навішення стійок шасі, а на лівому борті міститься відсік кріплення турбоагрегату допоміжної силової установки.

У передній частині вантажної кабіни, на лівому та правому бортах встановлені дві бічні двері. Для входу в літак і виходу з нього використовуються ліві двері з бортовим трапом, що прибирається вручну і встановлюється на борту усередині фюзеляжу. Двері відкриваються назовні в напрямку польоту як вручну, так і дистанційно.

У вантажній кабіні розташовані два нижніх і чотири верхніх бічних люки, що відкриваються вручну назовні.

Вікна (ілюмінатори), що встановлені на бічних дверях, усіх бічних люках і


на обох бортах фюзеляжу, забезпечують добре освітлення денним світлом і огляд з вантажної кабіни.

На стелі вздовж кабіни встановлені дві рейки для електротельферів.

У хвостовому відсіку фюзеляжу розташований вантажний люк, що складається із рампи з чотирма трапами, герметичних створів і двох гермощитків, що обмежують гермозону фюзеляжу, середньої, хвостової та двох бічних створів.

По силовим шпангоутам №64-70 виконане з’єднання кіля з фюзеляжем, а по шпангоутам №70, 72, 74 – консолей стабілізатора.

У зоні з’єднання фюзеляжу і крила розташований зализ з експлуатаційними люками і знімними панелями для доступу до устаткування.

На обох бортах фюзеляжу розташовані обтічники основних опор шасі, що мають створи в зоні ніші основних опор шасі і люки для обслуговування агрегатів і обладнання систем літака, а також створу відсіку ДСУ.

Бічні двері і вантажний люк мають електрогідравлічні системи керування. На літаку встановлена електронна система індикації (ЕСІ), що відслідковує положення бічних дверей і вантажного люка, а також сигналізація, що попереджує пілотів про незакрите положення кожної із зовнішніх дверей і люків літака.

У конструкції всіх зовнішніх бічних дверей і люків, вантажного люка передбачені засоби для запобігання самовільного відкриття в польоті, а також заклинювання дверей і люків у випадку аварійного приземлення чи приводнення літака.

На фюзеляжі передбачені вентиляція і дренаж усіх відсіків.

Між шпангоутами №2 і 57, включно з кабіною екіпажа, технічним відсіком і вантажною кабіною разом з агрегатами герметизації вантажного люка, фюзеляж виконаний герметичним із забезпеченням максимального перепаду робочого тиску повітря 55 кПа (0,55 кгс/см2). На фюзеляжі встановлені засоби захисту конструкції від пожежі в зоні ДСУ і передбачене посилення конструкції в зонах обертання повітряних гвинтовентиляторів.

1.7.2.2.  Крило

Крило літака (рис. 1.11) складається з центроплана, лівої і правої


консольних частин. [15]

Рис. 1.11. Схема технологічного членування крила

Центроплан (ЦЧК) включає:

  •  несучий кесон;
  •  вузли з’єднання з фюзеляжем;
  •  вузли з’єднання з консолями.

До складу кожної консольної частини (КЧК) входять:

  •  середня частина крила (СЧК);
    •  знімна частина крила (ЗЧК);
    •  незнімний носовий відсік;
    •  незнімний хвостовий відсік;

  •  закінцівка крила;
    •  вузли з’єднання з центропланом і вузли навіски керованих поверхонь.

На кожній консольній частині крила встановлені:

  •  по одному відхиляємому носку;
  •  по три секції керованих передкрилків;
  •  по дві секції двохщільових висувних закрилків;
  •  по три секції інтерцепторів;
  •  по одній секції елеронів.

Кесон крила – двохлонжеронної конструкції, виконаний з високоміцного алюмінієвого сплаву.

Головні з’єднувальні вузли крила включають:

  •  фітинги з’єднання з фюзеляжем;
  •  вузли з’єднання центроплана з СЧК;
  •  кронштейни навіски мотогондол;
  •  вузли з’єднання  СЧК з ЗЧК;
  •  вузли навіски закрилків;
  •  вузли навіски передкрилків;
  •  вузли навіски відхиляємих носків;
  •  вузли навіски інтерцепторів;
  •  вузли навіски елеронів;
  •  кронштейни навіски закінцівок.

До складу конструкції центроплана входять:

  •  верхні і нижні панелі (чотири та п’ять панелей відповідно);
  •  передній і задній лонжерони;
  •  нервюри балочної конструкції;
  •  фітинги з’єднання з фюзеляжем;
  •  вузли з’єднання з СЧК.

Доступ усередину кесона здійснюється через люки-лази у верхніх панелях. Для забезпечення доступу в усі відсіки центроплана в нервюрі №3 виконаний люк-лаз.

Кесон центроплана являє собою вбудованим паливний бак. З’єднання елементів конструкції відповідає умові герметичності. Система ущільнювальних кришок оглядових люків-лазів виконана легко замінною і не вимагає додаткового застосування герметика.

До складу середньої частини крила входять:

  •  силові кесони;
  •  незнімні носові відсіки;
  •  незнімні хвостові відсіки.

Силовий кесон включає:

  •  передній і задній лонжерони;
  •  чотири верхніх і п’ять нижніх панелей монолітної конструкції;
  •  типові, силові і герметичні нервюри балочної конструкції;
  •  кронштейни навіски силових установок;
  •  вузли навіски керованих поверхонь;
  •  вузли з’єднання з центропланом і ЗЧК.

Силовий кесон СЧК утворює вбудований паливний бак. Кріплення, що з’єднує компоненти конструкції, забезпечує герметичність. Доступ усередину кесона СЧК здійснюється через люки-лази нижньої панелі. Для обслуговування агрегатів паливної системи на нижніх панелях баків-кесонів виконані люки-лази і звичайні технічні люки.

До складу кожної знімної частини крила входять:

  •  несучий силовий кесон;
  •  незнімний носовий відсік;
  •  незнімний хвостовий відсік;
  •  знімна закінцівка.

Силовий кесон включає:

  •  передній і задній лонжерони;
  •  три верхні і три нижні панелі монолітної конструкції;
  •  типові, силові і герметичні нервюри;
  •  вузли навіски передкрилків;
  •  вузли навіски елеронів;
  •  кронштейни навіски закінцівки.

Доступ у кесон здійснюється через люки-лази середньої панелі на нижній поверхні крила. Для обслуговування агрегатів паливної системи на середній нижній панелі також містяться люки-лази і люки.

Силовий кесон між нервюрами №27-36 утворить сухий відсік.

Закінцівка крила виконана збірною із застосуванням полімерних композиційних матеріалів (ПКМ). Закінцівка має чотири фітинги кріплення до ЗЧК. Проміжок між ЗЧК і закінцівкою закритий стрічкою з листового матеріалу. Скляний обтічник БАНВ виконаний легкознімним.

До складу носового відсіку входять:

  •  конструкція незнімної носової частини;
  •  конструкція відхиляємого носка;
  •  конструкція керованих передкрилків (3 секції).

Конструкція незнімних носових частин виключає застій скупченої вологи, оскільки передбачає відповідні дренажні отвори. Відхиляємий носок та перша секція передкрилка мають електротеплову протиобліднювальну систему (ЕТ ПОС). Друга і третя секції передкрилка обладнані повітряно-тепловою протиобліднювальною системою (ПТ ПОС), тому обліднення передкрилків виключено.

Механізація передньої крайки крила складається з двох секцій відхиляємого носка та шести секцій керованих передкрилків. Секція відхиляємого носка приводиться в рух двома гвинтовими підйомниками. Секції передкрилків відхиляються механізмами висування, що складаються з кругової рейки і кареток з роликами. Кожна секція передкрилка приводиться в рух двома привідними (цевочними) механізмами.

Проміжки між передкрилками і носовою частиною загерметизировані. Конструкція секції передкрилка і відхиляємого носка – збірно-клепана.

Носова частина крила – збірної конструкції, складається з панелей тришарової конструкції із застосуванням ПКМ і повздовжніх балок.

До складу хвостового відсіку крила входять:

  •  хвостова частина крила;
  •  закрилки;
  •  елерони;
  •  інтерцептори.

Хвостова частина крила складається з верхніх і нижніх панелей тришарової конструкції з застосуванням ПКМ.

Механізація задньої крайки крила складається з чотирьох секцій закрилків, двох секцій елеронів і шести секцій інтерцепторів. Закрилки – розсувні, двохщілинні. Секція закрилка складається з основної та хвостової ланки. Кожна секція закрилка висувається за допомогою двох механізмів підйомного типу. Привід механізмів здійснюється кульковими підйомниками. Механізми висування закрилків виконані із застосуванням ПКМ, алюмінієвих і титанових сплавів.

На нижній поверхні правої ЗЧК встановлений аварійний гідронасос із приводом від вітродвигуна, який встановлений в обтічник із ПКМ.

Ланки закрилків виконані у виді збірної конструкції. Основні матеріали, застосовувані в конструкції, – алюмінієві сплави і ПКМ. Елерони виконані у виді збірної конструкції з застосуванням ПКМ. Інтерцептори виконані з ПКМ.

На крилі передбачені вентиляція і дренаж у всіх відсіках.

1.7.2.3.  Оперення

Оперення літака (рис. 1.12) виконано вільнонесучим, нормальної палубної схеми з одним центрально розташованим кілем. [15]

Стабілізатор виготовлений переважно з композитних матеріалів (КМ) і складається з:

  •  цільноформованого каркасу із КМ та з зовнішніми тришаровими панелями;
  •  носової і хвостової частин;
  •  закінцівки;
  •  металевого передстабілізатора збірно-клепаної конструкції з ЕТ ПОС.

З’єднання стабілізатора з фюзеляжем виконане за допомогою фітингів, що


виготовляються шляхом механічної обробки штампованих заготівок з алюмінієвого сплаву.

Кермо висоти виконане дволанковим, двохсекційним переважно з КМ. По вузлах навіски рулі висоти маються знімні кришки для огляду конструкції, ремонту та обслуговування, а також заміни всіх деталей.

Кіль виконаний переважно з композиційних матеріалів і складається з:

  •  цільноформованого каркаса з КМ із зовнішніми тришаровими панелями;
  •  носової частини;
  •  хвостової частини;
  •  обтічника устаткування.

З’єднання кіля з фюзеляжем виконане за допомогою фітингів, що


виготовляються шляхом механічної обробки штампованих заготівок з алюмінієвого сплаву.

Кермо напрямку виконане дволанковим, трьохсекційним (нижня, верхня і середня секції) і виготовлене переважно з КМ. По вузлах навіски керма напрямку виконані знімні кришки для огляду конструкції, ремонту та обслуговування, а також заміни всіх деталей.

1.7.2.4.  Шасі

Шасі літака трьохопорної схеми з носовою опорою, що складається з двох основних, передньої і допоміжної опор (рис. 1.14). [15]

Кожна основна опора складається з трьох амортстійок, на яких встановлені по два колеса з гідравлічними дисковими гальмами і вентиляторною системою охолодження коліс.

Основні опори прибираються у відсіки обтічника в напрямку площини


симетрії літака, що зачиняються створами. В процесі прибиранні шасі, колеса основних опор автоматично загальмовуються.

Передня опора складається з керованої амортстійки з двома колесами без гальм. Передня опора прибирається проти польоту літака у нішу, що зачиняється створами.

Допоміжна опора розташована у хвостовій частині літака в районі рампи вантажного люка, і складається з двох стійок, що у прибраному положенні фіксуються замками прибраного положення.

Шасі літака обладнано системами:

  •  прибирання-випуску;
  •  гальмування коліс;
  •  контролю температурних режимів і керування охолодженням коліс;
  •  керування поворотом коліс передньої опори;
  •  прибирання-випуску і подовження допоміжної опори;
  •  регулювання висоти вантажної підлоги.

1.7.3.  Гідравлічна система літака

Гідравлічна система літака складається з чотирьох автономних гідросистем – ГС1, ГС2, ГС3, ГС4. Робоча рідина – Гідроніколь або ФН-51. Сумарний обсяг рідини в гідросистемах 406 л. Номінальний тиск у системах – 21 МПа (210 кгс/см2).

Очищення робочої рідини в системах здійснюються фільтрами з номінальною тонкістю очищення 16 мкм. [15]

Основним джерелом тиску в кожній гідросистемі є гідронасос НП-134, перемінної продуктивності з приводом від двигуна.

У кожній гідросистемі, крім основного джерела, передбачені резервні джерела тиску, у якості яких використовуються: гідротрансформатори НС-69, встановлені в кожній гідросистемі; турбонасосні установки ТНУ-86А, встановлені в ГС2 і ГС3, і електропривідна насосна станція НС55А-5, що встановлена в ГС3. Крім цього, у ГС3 встановлені турбонасосна установка ВД-004В-1 (вітродвигун), що є аварійним джерелом живлення, і гідроакумулятор гальм та аварійного люка, відсічений від основної лінії нагнітання системи зворотнім клапаном.

Запас робочої рідини, необхідний для роботи гідросистем, міститься в гідробаках, у яких за допомогою мереж наддування створюється надлишковий тиск.

ГС4 забезпечує живлення тільки споживачів системи керування літаком; ГС1, крім споживачів системи керування літаком, живить мережу повороту коліс передньої опори шасі; ГС2 і ГС3, крім споживачів системи керування, здійснює живлення споживачів інших систем.

Приводи системи керування літаком у ГС2 і ГС3 мають пріоритет по живленню, для чого в напірних магістралях цих систем перед споживачами, не зв’язаними із системою керування, встановлені клапани РД-57, що автоматично припиняють подачу робочої рідини до цих споживачів при зниженні тиску менше 13,5 МПа (135 кгс/см2) перед клапаном, а при розгерметизації систем по команді від сигналізатора рівня рідини цілком перекривають подачу рідини споживачам, не зв’язаним із системою керування.

Разом з гідросистемами №1, 2, 3 і 4 до складу гідравлічної системи літака входить гідросистема ручного насоса, призначена для дотиснення основних опор шасі при їхньому механічному випуску, а також дозаправлення гідробаків з резервного баку. Джерелом тиску в системі служить ручний насос НРО-1/1.

1.8.  Оцінка льотно-технічних характеристик літака

1.8.1.  Визначення злітної дистанції літака

1.8.1.1.  Розрахунок злітної дистанції нормального зльоту

Злітна дистанція літака залежить від багатьох факторів, зокрема:

  •  питомого навантаження на крило, що може змінюватися у процесі експлуатації літака, в залежності від комерційного навантаження на борту та дальності польоту (маси палива у крилі); [6, 9]
  •  аеродинамічних коефіцієнтів (коефіцієнти підйомної сили, лобового опору), аеродинамічної якості у злітній конфігурації крила;
  •  енергоозброєності літака на злітному режимі;
  •  якості і стану ЗПС;
  •  навколишніх умов середовища (густина, температура повітря, напрямок та швидкість вітру та ін.).

Швидкість відриву від ЗПС (злітна швидкість):

Стартова енергоозброєність літака у безрозмірному вигляді (для літаків з ТГД (ТГВД)):

Прискорення літака (значення коефіцієнта тертя шасі f для зльоту на сухій бетонній ЗПС рівне 0,03; для бетонної мокрої ЗПС – 0,05; для ґрунтової сухої ЗПС – 0,07; для ґрунтової мокрої ЗПС – 0,1):

  •  стартове прискорення:

  •  прискорення літака в момент досягнення швидкості відриву:

  •  середнє прискорення літака на протязі усього розбігу:

Довжина розбігу літака:

Дистанція набору безпечної висоти:

де Hзл = 10,7 м – значення безпечної висоти; η1 = 0,02…0,03 – градієнт набору безпечної висоти.

Злітна дистанція нормального зльоту:

1.8.1.2  Розрахунок злітної дистанції продовженого зльоту

Методика розрахунку злітної дистанції продовженого зльоту наведена у підрозділі 6.2, розділу «Безпека польотів». [6, 9]

1.8.2.  Визначення дистанції зниження та посадочної дистанції

Етап зниження літаків з висоти ешелону до висоти польоту по колу (400 м) відбувається на режимі роботи двигунів 75% від номінальної потужності із швидкістю, що близька до швидкості крейсерського польоту (Vзн ≈ Vкр). Для сучасних літаків середньостатистична дистанція зниження складає 200…300 км, при чому вертикальна швидкість зниження Vy зн досягає  8…10 м/с. [6, 9]

Захід літака на посадку відбувається з висоти польоту по колу на відстані 15…20 км від ЗПС. На відстані 7…8 км від ЗПС літак стає на глісаду. Визначення віддалення літака від ЗПС відбувається за допомогою дальнього та ближнього приводів (радіомаяків). При польоті по глісаді відбувається зміна конфігурації механізації крила на посадочну. Політ по глісаді передбачає необхідність забезпечення певних розрахункових параметрів траєкторії польоту (кут нахилу траєкторії літака θ = 2°40', вертикальна швидкість зниження Vy зн =3…3,5 м/с).

Під посадочною дистанцією розуміють сукупність довжини повітряної ділянки зниження по глісаді (починаючи з безпечної висоти польоту Нпос = 15 м до точки торкання ЗПС) і пробігу по ЗПС до повної зупинки. Вертикальна швидкість Vy пос в момент торкання шасі літака до ЗПС складає 0,3…0,5 м/с. Пробіг літака складається з двох етапів. На першому етапі літак здійснює пробіг по ЗПС тільки на основних опорах без гальмування їх коліс. Другий етап пробігу починається з моменту опускання літака на носову опору шасі і характеризується інтенсивним гальмуванням за допомогою основних гальм коліс, реверсу двигунів та за рахунок збільшення лобового опору літака (випуск щитків і інтерцепторів).

Час і дальність початку зниження літака з висоти ешелону до висоти польоту по колу відповідно:

Швидкість заходу на посадку:

Початкова вертикальна швидкість зниження при вирівнюванні літака:

Середня вертикальна швидкість на повітряній ділянці зниження при вирівнюванні літака:

Час зниження на протязі проходження повітряної ділянки зниження при вирівнюванні літака:

Протяжність повітряної ділянки зниження при вирівнюванні літака визначається по наступному співвідношенню:

Посадочна швидкість літака:

Протяжність першого етапу пробігу літака:

де tпр1 = 3…5 с – час першого етапу пробігу.

Протяжність другого етапу пробігу літака:

де Kпроб = 0,22…0,24 – аеродинамічна якість літака при пробізі для літаків з ТГД (ТГВД); fпроб = fгальм + fінтерц + fрев.дв = 0,12…0,15 (для бетонних ЗПС) – коефіцієнт тертя при пробізі літака; fгальм = 0,07…0,1 (для ґрунтових ЗПС) – коефіцієнт тертя гальм коліс шасі; fінтерц = 0,05…0,07 – коефіцієнт тертя від інтерцепторів; fрев = K·nдв. рев·/ nдв .

Протяжність другого етапу пробігу літака при наявності реверсу двигунів:

Довжина пробігу літака без реверсу двигунів та при вмиканні реверсу відповідно:

Посадочна дистанція:

Необхідна посадочна дистанція:

  •  для аеродрому базування (основного):

  •  для запасного аеродрому:

Усі розрахунки по наведеним у даному пункті розділу формулам, виконані на ПЕОМ по програмі «Проект літака з ТГД». Результати виконаних розрахунків наведені у додатку В.

ВИСНОВОК

Аналізуючи отримані результати, тобто параметри та льотно-технічні характеристики спроектованого літака, можна зробити висновок, що проектований вантажний СМЛ повністю задовольняє закладені у технічному завданні на проект вимоги (навіть перевищує їх по класу аеродрому базування), а також відповідає своєму призначенню у плані підвищеної транспортної ефективності та можливості експлуатації з ґрунтових ЗПС.

РОЗДІЛ 2

СПЕЦІАЛЬНА ЧАСТИНА.

ЕЛЕРОН ПРОЕКТОВАНОГО ЛІТАКА

ВСТУП

Основним прототипом для проектованого літака є літак типу Ан-70. На підставі цього, за основу для розробки елерона проектованого літака взято реальний елерон інтегральної форми літака Ан-70Т, що виконаний з композитних матеріалів (вуглетканина УТ-900, УОЛ-300-1). Оскільки площа крила проектованого літака перевищує площу крила літака Ан-70Т (297,447 і 204,35 м2 відповідно), то для забезпечення необхідної керованості, елерон проектованого літака пропорційно збільшено в порівнянні з елероном літака-прототипа. Для виконання наведених у даному розділі розрахунків використовуються реальні данні по елерону літака Ан-70Т, що були зібрані і опрацьовані в період проходження переддипломної практики на авіапідприємстві АНТК ім. Антонова у відділі проектування крила і оперення (КО-22). [15]

2.1.  Призначення елерона

Елерон призначений для керування літаком у поперечному каналі, тобто для створення обертального моменту навколо повздовжньої осі Х. Створення обертального моменту відбувається шляхом відхилення елеронів, тобто за рахунок викликаної різниці підйомної сили на ділянках крила, що обслуговуються елеронами. Відхиляючись униз, елерон працює по аналогії із закрилком, тобто підвищує коефіцієнт підйомної сили за рахунок збільшення кривизни профілю крила. Одночасно відбувається відхилення елерона уверх на іншому напівкрилі, що гасить на ньому підйомну силу, шляхом зриву потоку з його поверхні. В


результаті створюється пара сил, що і виступає у ролі обертального моменту. Відхилення елеронів диференційне (на різні кути), оскільки при однакових кутах відхилення, елерон, що відхиляється униз створює більший зустрічний опір польоту, що у свою чергу викликає виникнення моменту ковзання МY (обертального моменту відносно вертикальної осі літака Y). [2]

2.2.  Технічний опис конструкції елерона

У хвостовій частині крила між нервюрами №27-36 його консолей, розташовані елементи керування літаком у поперечному каналі – елерони. Елерон (рис. 2.1), складається зі стінки лонжерона 7 типових 3, торцевих 4 та силових нервюр, верхньої 1 і нижньої панелей, закінцівочного профілю 2 і носової частини, що в свою чергу складається з верхнього 8 і нижнього профілів та діафрагм. На стінці лонжерона 7 встановлені стійки, за допомогою яких до неї кріпляться нервюри. [15]

По нервюрах №17 і 18 елерона до стінки кріпиться балансир 6, що складається зі стінок і штампованих щік. Деталі балансира, носові верхні профілі, кронштейни навіски, торцева нервюра №30 виконані з алюмінієвих сплавів. [15]

Силовий набір елерона включає несучу обшивку,  профільований лонжерон, що складається з двох поясів та стінки, тридцять нервюр, з яких нервюри №1,2 – торцеві, нервюри №6,16 та 26 – силові, нервюри №17,18 – балансировочні.

Усі деталі, крім носових верхніх профілів,  кронштейнів навіски, торцевої нервюри №30, виконані з композитних матеріалів. [15]

На верхній і нижній панелях зовні каркаса уздовж закінцівочного профілю встановлено захист елерона від потрапляння блискавки, виконаний у вигляді мідної сітки.

Елерон навішений на крило на трьох вузлах навіски 5 по нервюрах №29, 32 та 35 крила та відповідним нервюрам №6, 16 та 26 елерона. Кронштейни 5 кріпляться до стінки лонжерона 7 і відповідних нервюр елерона болтами та мають подвійне розгалуження (вилки). Верхня вилка кронштейна відповідного вузла навіски з’єднана з відповідним кронштейном 2 (рис. 2.2), що кріпиться до відповідної нервюри крила 1 (№29, 32, 35) на його хвостовій частині. Нижня вилка кронштейна по нервюрам №6 та 16 з’єднана з відповідним кермовим приводом 6. Нижня вилка кронштейна навіски елерона по нервюрі №26 елерона з’єднана з тягою датчика вимірювання кута відхилення елерона.  На провушинах кронштейнів 2 навіски елерона встановлені маслянки для змащення шарнірних з’єднань. Вісі обертання елерона і шарніру кріплення тяги кермового приводу належать одній площині, паралельній площині лонжерона елерона. Граничні кути відхилення елерона становлять 25 і 15° відповідно уверх і униз. [15]

2.3.  Побудова епюр поперечних сил, згинальних та крутних моментів, що діють на елерон

На рис. 2.3 і рис. 2.4 зображено схема елерона літака та його поперечний переріз по силовій нервюрі елерона №16 відповідно. Максимальний швидкісний напір (динамічний тиск) qmax = 2133,333 даН/м2. [16]

Для побудови епюр поперечних сил, згинальних та крутних моментів по розмаху елерона прийняті наступні припущення:

  1.  Форма елерона в плані прийнята такою, як показано на рис. 2.3, а його навантаження відбувається по поверхні обмеженій віссю лонжерона елерона.
  2.  Розподілення питомого повітряного навантаження по хорді елерона трапецевидне, тобто наступне:

де  – питомі повітряні навантаження по осі лонжерона елерона і його задній крайці відповідно, даН/м2.

  1.  Навантаження прикладене перпендикулярно площині хорд елерона.
  2.  Лінія центрів жорсткості співпадає із віссю лонжерона елерона.
  3.  Шарові шарніри D та Е (рис. 2.3), що знаходяться у безпосередній близькості від опори В, допускають поворот однієї частини елерона відносно іншої як в площині хорд та і із неї.

Необхідні для розрахунків геометричні розміри спрощеного елерона показані на рис. 2.3:

  •  відстань від лівого краю лонжерона до вузла навіски по н.е. №6 (опора А)  а = 0,834 м;

  •  відстань між вузлами навіски по н.е. №6, 16 і 26 (опорами А, В і С) a = b = = 1,680 м;
  •  довжини нервюр у відповідному перерізі елерона (хорд елерона обмежених по осі лонжерона), що отримані з креслення елерона і відповідно дорівнюють l1 = 0,795 м, l6 = 0,728 м, l16 = 0,595 м, l26 = 0,462 м і l30 = 0,409 м.

У відповідності з прийнятим розподіленням питомого повітряного навантаження ординати питомого експлуатаційного навантаження дорівнюють:

Експлуатаційне розподілене навантаження на елерон по і-му перерізу:

де bі – хорда елерона по і-му перерізу. По характерним перерізам елерона – вузли навіски та кінцеві нервюри, bі відповідно дорівнює l1, l6, l16, l26 і l30, м.

Переріз по н.е. №1:

Переріз по н.е. №6:

Сторінка 97. Рис. 2.4. Поперечний переріз елерона по нервюрі №16

зроблено у AutoCad

Переріз по н.е. №16:

Переріз по н.е. №26:

Переріз по н.е. №30:

Розрахункове руйнівне розподілене навантаження по і-му перерізу елерона:

де fб = 2 – коефіцієнт безпеки.

Переріз по н.е. №1:

Переріз по н.е. №6:

Переріз по н.е. №16:

Переріз по н.е. №26:

Переріз по н.е. №30:

Ординати розрахункових величин руйнівного розподіленого навантаження на елерон, по характерним його перерізам, показані на рис. 2.5.

Враховуючи трапецевидне розподілення розподіленого повітряного навантаження, повне розрахункове руйнівне навантаження на елерон дорівнює:

де lел = a + b + c + d = 4,858 м – розмах елерона по осі його лонжерона.

Експлуатаційне розподілене навантаження на елерон для і-го перерізу є


рівнодіючою питомого повітряного навантаження, що розподілене вздовж хорди елерона по закону трапеції, тому відстань до лінії центрів навантаження (лінії тиску повного розподіленого повітряного навантаження) від осі лонжерона (границі прикладання повітряного навантаження) рівна відстані центрів тяжіння площі трапеції у відповідному перерізі елерона (див. рис. 2.4):

де bі – хорда елерона по і-му перерізу. По характерним перерізам елерона – вузли навіски та кінцеві нервюри, bі відповідно дорівнює l1, l6, l16, l26 і l30, м.

Переріз по н.е. №1:

Переріз по н.е. №6:

Переріз по н.е. №16:

Переріз по н.е. №26:

Переріз по н.е. №30:

З умови рівноваги моментів усіх сил, що діють на елерон, відносно осі обертання (рис. 2.3, 2.4 і 2.5) визначаються зусилля Т6 і Т16 у тягах керування (при умові, що Т6 = Т16):

де f = 100 мм = const – відстань між віссю обертання елерона та лінією дії зусилля у тязі (див. рис. 2.4).

Для визначення реакцій у кронштейнах А, В і С розглянемо елерон як балку, що лежить на трьох опорах і має два шарові шарніри D і Е у безпосередній близькості від опори В. Балка навантажена у вертикальній площині розподіленим по закону трапеції навантаженням  (рис. 2.5), а у горизонтальній площині – зусиллями у тягах Т6 і Т16 відповідно. [16]

Розглядаючи ліву частину балки можна скласти рівняння рівноваги моментів відносно точки D, і визначити реакцію RА:

де хА = 1,197 м – відстань між шарніром D і центром тяжіння площі трапеції розподіленого навантаження .

Розглядаючи праву частину балки можна скласти рівняння рівноваги моментів відносно точки Е, і визначити реакцію RС:

де хС = 1,099 м – відстань між шарніром D і центром тяжіння площі трапеції розподіленого навантаження .

Склавши рівняння суми проекцій усіх сил на вертикальну вісь, і прирівнявши її до нуля можна визначити реакцію RВ:

Побудова епюри поперечних сил.

Позначимо через z відстань від лівого кінця елерона до перерізу, у якому визначається величина поперечних сил Q, що діють у вертикальній площині, тобто у площині перпендикулярній площині хорд елерона (рис. 2.6 – верхня балка). Розділимо балку на ділянки по характерним перерізам. [16]

Ділянка I – від лівого кінця до опори А (0 ≤ zа):

Ділянка II – між опорами А і В (аza + b):

Ділянка III – між опорами В і С (а + bza + b + c):

Ділянка IV – від опори С до правого краю елерона (a + b + czlел):

Епюра поперечних сил Q по розмаху елерона зображена на рис. 2.6.

Побудова епюри згинальних моментів.

Позначимо через z відстань від лівого кінця елерона до перерізу, відносно


якого визначається згинальний момент Мзг від усіх поперечних сил, що діють у вертикальній площині (рис. 2.6 – верхня балка). [16]

Ділянка I – від лівого кінця до опори А (0 ≤ zа):

де вираз у дужках – відстань між перерізом, що задається абсцисою z, відносно якого визначається згинальний момент і центром тяжіння площі розподіленого навантаження на відповідній ділянці балки. При чому z може набувати лише граничних значень (для даної ділянки балки – 0 і а), оскільки відомі ординати розподіленого навантаження тільки по характерним перерізам елерона, що в свою чергу дозволяє визначити значення згинальних моментів лише по цим перерізам, що є достатнім для побудови епюри.

Ділянка II – між опорами А і В (аza + b):

Ділянка III – між опорами В і С (а + bza + b + c):

Ділянка IV – від опори С до правого краю елерона (a + b + czlел):

На ділянках II і III балки, у певних її перерізах, величина поперечних сил набуває нульового значення. Оскільки поперечна сила є похідною від згинального моменту по координаті перерізу, у якому знаходиться їх значення, тобто

а за визначенням – якщо похідна функції набуває нульового значення у точці (при певному аргументі), то ця функція має екстремум у цій точці, тобто згинальний момент у певному перерізі балки, в якому величина Q набуває нульового значення, в свою чергу набуває максимального чи мінімального значення. Для визначення цих значень згинальних моментів необхідно прирівняти рівняння поперечних сил на відповідній ділянці до нуля і визначити координату перерізу z, в якому Q рівна нулю. Підставивши значення z у рівняння згинального моменту для відповідної ділянки балки, отримуємо значення Мзг в точці екстремуму його функції.

Епюра згинальних моментів Мзг по розмаху елерона зображена на рис. 2.6.

Побудова епюри крутних моментів.

Так як, елерон навантажений розподіленим по закону трапеції повітряним навантаженням по лінії центрів тиску і лінія центрів жорсткості співпадає з віссю лонжерона елерона, то величина крутних моментів буде лінійно змінюватися на окремих ділянках елерона. [16]

Для побудови епюри Мкр потрібно скласти вирази для крутних моментів на ділянках елерона (ділянках балки), додаючи моменти, прикладені лівіше відповідного перерізу, положення якого визначає координата z.

Ділянка I – від лівого кінця до опори А (0 ≤ zа):

Ділянка II – між опорами А і В (аza + b):

Ділянка III – між опорами В і С (а + bza + b + c):

Ділянка IV – від опори С до правого краю елерона (a + b + czlел):

Епюра згинальних моментів Мкр по розмаху елерона зображена на рис. 2.6.

Сторінка 104. Рис. 2.6. Епюри поперечних сил, згинальних та крутних моментів по розмаху елерона

зроблено у AutoCad

2.4.  Розрахунок на міцність силової нервюри елерона

Силовий набір елерона включає три силові нервюри по вузлам навіски, тобто нервюри №6, 16, 26, що відповідають нервюрам крила № 29, 32 і 35. Для розрахунку на міцність обрано найбільш навантажену нервюру елерона №16, що виконана з композитних матеріалів (вуглетканина УТ-900, УОЛ-300-1, СВМ). [15]

Розрахунок на міцність нервюри елерона виконується для розрахункового випадку «елерон відхилений униз» (граничний кут відхилення становить 15°), що передбачений діючими авіаційними правилами (АПУ-25) і відповідає найбільшому навантаженню, що діє на елерон літака у польоті.

Розрахунок на міцність виконується по наведеній у даному підрозділі методиці, з використанням даних реального елерона літака Ан-70, яка використовується на підприємстві АНТК ім. Антонова і була опрацьована в період проходження переддипломної практики на цьому підприємстві.

Вихідні дані для розрахунку:

  •  площа елерона в плані Sел = 3,15 м2;
  •  максимальна висота теоретичного контуру елерона (по осі лонжерона елерона) Hт.к.max = 0,164 м;
  •  мінімальна висота теоретичного контуру елерона (по крайці елерона – закінцівочному профілю) Hт.к.min = 0,014 м;
  •  довжина теоретичного контуру елерона у перерізі по нервюрі елерона №16 Lт.к. = 0,595 м;
  •  довжина лонжерона елерона Lл.ел = 4,858 м;
  •  крок нервюр елерона (сталий по усій довжині лонжерона) bн.ел = 0,168 м;
  •  розрахункове зосереджене навантаження на елерон від аеродинамічних сил для зазначеного розрахункового випадку (отримане з урахуванням коефіцієнту безпеки fб = 2 – з попереднього підрозділу) Рроз = 4159,32 даН = 40789 Н;
  •  крутний момент, що діє у перерізі елерона по нервюрі №16 (отримано з побудованої у попередньому підрозділі епюри) Mкр = 745 даН·м = 7305,954 Н·м;
  •  товщина одного слою вуглетканини δсл = 0,24 мм = 0,0024 м.

На рис. 2.7 зображено умовний переріз елерона по силовій нервюрі №16


(теоретичний контур), та діючі на неї навантаження: розподілене навантаження від аеродинамічних сил (qпов) і напруження (qкр) у теоретичному контурі нервюри від крутного моменту Mкр .

Площа теоретичного контуру:

Напруження у теоретичному контурі нервюри від крутного моменту Mкр:

Питоме навантаження на елерон:

Розподілене навантаження від аеродинамічних сил:

Зосереджене навантаження від аеродинамічних сил:

Нервюра елерона, розглянута як защемлена на лонжероні балка (рис. 2.8).

Згинальний момент, що діє на нервюру елерона №16 (умовно балку), викликаний аеродинамічними силами:

Сумарний момент, що діє на нервюру елерона у перерізі по осі лонжерона:

Основним метою розрахунку на міцність є визначення коефіцієнту запасу міцності η, тобто відношення границі міцності матеріалу σв (у даному випадку пакету певної кількості слоїв вуглетканини) до діючого напруження у його перерізі σд , і визначається по наступній формулі:

де kдег – коефіцієнт деградації, що враховує виробничі та експлуатаційні фактори, тобто властивості волокон вуглетканини (для подальших розрахунків прийнято kдег = 0,76); σв – границя міцності або граничне напруження руйнування матриці (пакету вуглетканини), Па; σд – діюче (прикладене) напруження у перерізі матриці, Па.

Умова міцності виглядає наступним чином:

де m ≥ 1 – попередньо прийнятий коефіцієнт запасу міцності, значення якого варіюється в залежності від області використання виробу.

У авіабудівництві, у зв’язку з специфікою галузі і підвищеними вимогами до безпеки польотів, при розрахунках на міцність прийнято використовувати завищені значення коефіцієнту запасу міцності. Оскільки у розрахунок коефіцієнту запасу міцності вже включений додатковий коефіцієнт деградації, що передбачає деякий додатковий запас міцності матриці пакету нервюри, то вище наведена вимога цілком задовольняється.

Діюче напруження у перерізі поясу нервюри визначається наступним чином:

де Рп – навантаження, що діє (прикладається) на пояс нервюри, Н; Sп – площа відповідного перерізу поясу нервюри, м2.

Розрахунок міцності проводиться для визначених перерізів нервюри елерона, а саме для перерізу по вісі лонжерона елерона і 120, 160, 240, 297,5 мм від неї (див. рис. 2.9).

Площі відповідних перерізів поясу нервюри елерона визначаються за допомогою схеми, зображеній на рис. 2.10 і по наступній формулі:

де n = 5 – кількість слоїв; n1 = 4 – кількість слоїв; δсл = 0,24 мм – товщина одного слою; bп = 60 мм – ширина поясу нервюри; bст = 2,06 мм товщина стінки нервюри; Н1 = 20 мм – висота поясу нервюри; i – кількість додаткових слоїв (див. рис. 2.9).

Переріз 297,5 мм від вісі лонжерона елерона (i = 0):

Переріз 240 мм від вісі лонжерона елерона (i = 1):

Переріз 160 мм від вісі лонжерона елерона (i = 2):

Переріз 120 мм від вісі лонжерона елерона (i = 3):

Переріз по осі лонжерона елерона (i = 4):

Визначення коефіцієнтів запасу міцності для відповідних перерізів

  1.  Переріз 297,5 мм від вісі лонжерона елерона:
  •  Площа обмеженого відповідним перерізом теоретичного контуру:

Сторінка 109. Рис. 2.9. Схема слоювання нервюри елерона. Рис. 2.10. Умовний переріз (А-А) нервюри елерона

зроблено у AutoCad

де Н1 = 82 мм – висота нервюри по відповідному перерізу; «0,2975» – відстань від вісі лонжерона елерона до відповідного перерізу нервюри, м (рис. 2.9).

  •  Крутний момент відповідного теоретичного контуру нервюри:

  •  Згинальний момент відповідного теоретичного контуру нервюри, якщо він розглянутий як защемлена балка: 

  •  Сумарний момент, що діє в перерізі нервюри елерона:

  •  Навантаження, що діє в перерізі нервюри:

  •  Напруження, що діє в перерізі нервюри:

  •  Коефіцієнт запасу міцності матриці нервюри у даному перерізі:

де σв = 23,6 кг/мм2, або 231,437 МПа – границя міцності або граничне напруження руйнування матриці поясу нервюри у даному перерізі при кількості слоїв вуглетканини n + n1 + і = 9 (отримано в результаті розрахунку на ЕОМ по програмі «Расчет жесткости и прочности обшивок из композитных материалов (программа GPKM, основа – выпуск ЦАГИ №10)» у відділі міцності АНТК ім. Антонова).

  1.  Переріз 240 мм від вісі лонжерона елерона:
  •  Площа обмеженого відповідним перерізом теоретичного контуру:

де Н2 = 97,85 мм – висота нервюри по відповідному перерізу; «0,240» –


відстань від вісі лонжерона елерона до відповідного перерізу нервюри, м (рис. 2.9).

  •  Крутний момент відповідного теоретичного контуру нервюри:

  •  Згинальний момент відповідного теоретичного контуру нервюри, якщо він розглянутий як защемлена балка: 

  •  Сумарний момент, що діє в перерізі нервюри елерона:

  •  Навантаження, що діє в перерізі нервюри:

  •  Напруження, що діє в перерізі нервюри:

  •  Коефіцієнт запасу міцності матриці нервюри у даному перерізі:

де σв = 25,1 кг/мм2, або 246,147 МПа – границя міцності або граничне напруження руйнування матриці поясу нервюри у даному перерізі при кількості слоїв вуглетканини n + n1 + і = 10 (отримано в результаті розрахунку на ЕОМ по програмі «Расчет жесткости и прочности обшивок из композитных материалов (программа GPKM, основа – выпуск ЦАГИ №10)» у відділі міцності АНТК ім. Антонова).

  1.  Переріз 160 мм від вісі лонжерона елерона:
  •  Площа обмеженого відповідним перерізом теоретичного контуру:

де Н3 = 119,9 мм – висота нервюри по відповідному перерізу; «0,160» – відстань від вісі лонжерона елерона до відповідного перерізу нервюри, м (рис. 2.9).

  •  Крутний момент відповідного теоретичного контуру нервюри:

  •  Згинальний момент відповідного теоретичного контуру нервюри, якщо він розглянутий як защемлена балка: 

  •  Сумарний момент, що діє в перерізі нервюри елерона:

  •  Навантаження, що діє в перерізі нервюри:

  •  Напруження, що діє в перерізі нервюри:

  •  Коефіцієнт запасу міцності матриці нервюри у даному перерізі:

де σв = 27,1 кг/мм2, або 265,76 МПа – границя міцності або граничне напруження руйнування матриці поясу нервюри у даному перерізі при кількості слоїв вуглетканини n + n1 + і = 11 (отримано в результаті розрахунку на ЕОМ по програмі «Расчет жесткости и прочности обшивок из композитных материалов (программа GPKM, основа – выпуск ЦАГИ №10)» у відділі міцності АНТК ім. Антонова).

  1.  Переріз 120 мм від вісі лонжерона елерона:
  •  Площа обмеженого відповідним перерізом теоретичного контуру:

де Н4 = 131 мм – висота нервюри по відповідному перерізу; «0,120» – відстань від вісі лонжерона елерона до відповідного перерізу нервюри, м (рис. 2.9).

  •  Крутний момент відповідного теоретичного контуру нервюри:

  •  Згинальний момент відповідного теоретичного контуру нервюри, якщо він розглянутий як защемлена балка: 

  •  Сумарний момент, що діє в перерізі нервюри елерона:

  •  Навантаження, що діє в перерізі нервюри:

  •  Напруження, що діє в перерізі нервюри:

  •  Коефіцієнт запасу міцності матриці нервюри у даному перерізі:

де σв = 28,1 кг/мм2, або 275,567 МПа – границя міцності або граничне напруження руйнування матриці поясу нервюри у даному перерізі при кількості слоїв вуглетканини n + n1 + і = 12 (отримано в результаті розрахунку на ЕОМ по програмі «Расчет жесткости и прочности обшивок из композитных материалов (программа GPKM, основа – выпуск ЦАГИ №10)» у відділі міцності АНТК ім. Антонова).

  1.  Переріз нервюри по вісі лонжерона елерона:
  •  Площа теоретичного контуру нервюри (попередньо розраховано):

  •  Крутний момент теоретичного контуру нервюри (з епюри):

  •  Згинальний момент теоретичного контуру нервюри, якщо він розглянутий як защемлена балка (попередньо розраховано):

  •  Сумарний момент, що діє в перерізі нервюри елерона (попередньо розраховано):

  •  Навантаження, що діє в перерізі нервюри:

  •  Напруження, що діє в перерізі нервюри:

  •  Коефіцієнт запасу міцності матриці нервюри у даному перерізі:

де σв = 30,8 кг/мм2, або 302,045 МПа – границя міцності або граничне напруження руйнування матриці поясу нервюри у даному перерізі при кількості слоїв вуглетканини n + n1 + і = 13 (отримано в результаті розрахунку на ЕОМ по програмі «Расчет жесткости и прочности обшивок из композитных материалов (программа GPKM, основа – выпуск ЦАГИ №10)» у відділі міцності АНТК ім. Антонова).

ВИСНОВОК

По результатам проведеного розрахунку можна зробити висновок, що силова нервюра елерона №16 при навантаженні у відповідності до розрахункового випадку «елерон відхилений униз», що відповідає найбільшому навантаженню елерона у польоті, має достатній запас міцності.

В результаті вивчення конструкції елеронів літаків-прототипів і виконаних розрахунків розроблені складальні креслення елерона проектованого літака (див. «Перелік креслень»).

РОЗДІЛ 3

НАУКОВО-ДОСЛІДНА ЧАСТИНА.

Аналіз ЕКОНОМІЧНОСТІ ПРОЕКТОВАНОГО ВАНТАЖНОГО СМЛ

ВСТУП

Особливістю проектування вантажних літаків є необхідність забезпечення:

  •  високої масової віддачі проектованого літака;
  •  високої економічності перевезень;
  •  максимальної безпеки перевезень;
  •  можливості здійснювати рейси навіть у важких  метеорологічних умовах для отримання високої регулярності польотів.

Усі льотні, технічні та експлуатаційні характеристики вантажного літака підкорюються цим чотирьом основним умовам. [3]

Першим завданням, яке виникає перед конструкторами вантажного літака на початку проектування, є забезпечення якомога найвищої економічності цього літака. Саме з цих міркувань необхідно проводити аналіз економічності проектованого літака, що дає змогу оцінити транспортну ефективність та доцільність введення нового типу проектованого літака на ринок авіаперевезень.

3.1. Методика розрахунку продуктивності літака і видатків на його експлуатацію

3.1.1. Визначення продуктивності літака

Існує декілька методик розрахунку продуктивності вантажного літака і видатків на його експлуатацію, тобто його економічності при експлуатації, і усі вони зводяться до кінцевої формули:


(3.1)

де а – собівартість тонно-кілометра, у.о./т∙км; А – видатки на експлуатацію літака протягом однієї льотної години, або собівартість льотної години, у.о./год; П – планова годинна продуктивність літака, т∙км/год. [3]

Планова продуктивність П показує можливості літака в плані вантажних перевезень. Вона визначається добутком комерційного навантаження, його коефіцієнту і швидкості літака по розкладу. Цей коефіцієнт враховує можливість неповного завантаження літака вантажами, сезонність перевезень і нерівномірність завантаження по направленню польоту. Таким чином:

(3.2)

де mком – максимальне комерційне навантаження, т; Vр – швидкість літака по розкладу, км/год; kк – коефіцієнт комерційного навантаження (на теперішній час коефіцієнт приймають рівним 0,95).

Швидкість по розкладу Vр – це середня швидкість літака за період від початку руління в аеропорту вильоту до вимкнення двигунів в аеропорту призначення.

Розрахунок швидкості по розкладу виконується по наступній формулі:

(3.3)

де L – відстань між аеропортами зльоту і приземлення, км; Lз.п – горизонтальна проекція шляху, пройденого літаком за час зльоту, набору висоти, зниження та приземлення, км; tз.п – час, витрачений літаком на виконання наступних режимів польоту: руління до старту, зльоту, розгону, повертання на курс слідування, набору висоти до заданого ешелону, зниження, заходу на посадку, посадки та руління від ЗПС до місця розвантаження, год; Vкр – крейсерська швидкість літака на заданому ешелоні польоту, км/год.

Величини Lз.п та tз.п беруться з аеродинамічного розрахунку літака, при цьому необхідно брати до уваги наступне:

  •  по умовам забезпечення необхідних умов життєдіяльності екіпажа та


супроводжуючих, швидкість набору висоти або зниження не повинна перевищувати значення, при якому тиск у кабіні змінюється більш ніж на 150даН/м2 в хвилину;

  •  час, що витрачається на руління перед зльотом і після приземлення для літаків з ТГД (ТГВД), приймається рівним 15 хв;
  •  для літаків із злітною масою більше 30 т потрібно враховувати час і дистанцію розгону літака від швидкості відриву (зльоту) до швидкості найвигіднішого набору висоти;
  •  виконання маневрів над аеродромом після зльоту и перед приземленням (повернення на курс слідування та захід на посадку) приймається відповідно польоту на висоті 4000 м на протязі 10 хв.

Для швидкості по розкладу Vр визначальними є метеорологічні умови польоту, головним чином вітер. Якщо при визначенні Vр приймають умови польоту із зустрічним вітром, то формула (3.3) набуває наступного вигляду:

(3.3а)

При цьому вважається, що швидкість вітру W = 50 км/год.

Зазвичай, зустрічний вітер не враховується у значенні швидкості по розкладу (рейсової швидкості), особливо при порівняльному розрахунку по декільком типам літаків, так як за тривалий період експлуатації зустрічні та попутні вітри компенсуються. У такому випадку зустрічний вітер враховується у вигляді поправки на відстань між аеропортами. Тоді

(3.4)

де L'розрахункова відстань між аеропортами з врахуванням того, що політ проходить при зустрічному вітрі.

Якщо розрахунок швидкості по розкладу виконується при відсутності докладного аеродинамічного розрахунку літака і неможливо отримати характеристики окремих етапів польоту, то допускається наближено приймати:

(3.5)

де tр – час польоту по розкладу, рівний

(3.6)

де Δtкр – збільшення часу польоту за рахунок зменшення крейсерської швидкості на наборі висоти і при зниженні, що для літаків з ТГД (ТГВД) приймається рівним 15 хв; Δtр – час, що витрачається на зліт, приземлення та руління перед зльотом і після приземлення, що для літаків з ТГД (ТГВД) приймається рівним 20 хв; Δtм – час, що витрачається на маневрування після зльоту і перед приземленням літака, що приймається рівним 10 хв.

Максимальне значення комерційного навантаження при розрахунковій дальності польоту береться з розрахунку злітної маси літака (у даному випадку mком = 35 т – з технічного завдання на проект).

Значення максимального комерційного навантаження необхідно перевірити в залежності від максимально допустимих злітної та посадочної мас літака.

По першій умові перевірки:

(3.7)

де mзл. max – максимально допустима злітна маса літака, т; mпор – маса порожнього літака, т; mслуж – маса службового навантаження, включно з масою екіпажа, їх багажем, т; mп – маса усього палива на борту літака в момент вильоту, т.

Очевидно, що при цьому значення комерційного навантаження залежить від дальності польоту, так як при зміні дальності польоту змінюється значення потрібного запасу палива.

По другій умові перевірки:

(3.8)

де mпос. max – максимально допустима посадочна маса літака, т; mп. пос – маса палива при приземлені, включно з аеронавігаційним запасом, паливом на руління та невипрацьовуючим залишком палива, якщо останній не включено до маси порожнього літака, т.

Комерційне навантаження, що визначається по цій умові не залежить від дальності польоту. Умовою визначення комерційного навантаження по максимально допустимій посадочній масі літака користуються у тих випадках, коли польоти виконуються на короткі відстані, значно менші за максимальну практичну дальність польоту.

3.1.2. Визначення видатків на експлуатацію літака

Для визначення видатків на експлуатацію літака протягом однієї години, або собівартості однієї льотної години, застосовується метод визначення прямих експлуатаційних видатків (ПЕВ). Розрахована величина прямих експлуатаційних  видатків збільшується на 35-38% для врахування не прямих видатків, тобто видатків, що не пов’язані на пряму з експлуатацією літака (видатки на наземні служби та аеропорти, на утримання адміністративного апарату і агентств та т. і.).

Прямі експлуатаційні видатки на літако-годину включають:

  •  амортизацію літака;
  •  амортизацію двигунів;
  •  видатки на поточний ремонт і технічне обслуговування літака і двигунів;
  •  вартість палива;
  •  заробітну платню льотно-підйомного складу та супроводжуючих;
  •  видатки на страхування членів екіпажу, супроводжуючих, вантажів (у даній роботі не враховується). [3]

Амортизація літака. Амортизація літака складається із відрахувань по відновленню первинних видатків (реновація), отриманих шляхом ділення відпускної ціни літака на загальну кількість льотних годин, виконаних за повний строк служби літака, та із вартості капітальних ремонтів. Визначаються ці витрати по наступній формулі:

(3.9)

де Aа.л – амортизаційні відрахування по планеру літака з обладнанням на одну льотну годину, у.о./год; Сл – відпускна ціна (вартість) літака, у.о.; Тл – амортизаційний (повний) строк служби літака, год; tл – строк служби літака між двома капітальними ремонтами, год; kр.л – відношення вартості капітального ремонту до відпускної ціни літака (без двигунів).

Повний строк служби для нових літаків, що надходять в експлуатацію, встановлюється або на підставі досвіду експлуатації літаків аналогічної конструкції, або на підставі результатів випробовувань конструкції літака на втомлювану міцність. Конструкція літака при цих випробовуваннях повинна витримати без суттєвих руйнувань таке число циклів навантаження, яке складає не менше ніж 75 000 льотних годин (л. год). На практиці експлуатації нових літаків для контролю цих випробовувань перші літаки (літаки-лідери) до початку перевезень повинні отримати попередній наліт (від 300 до 1000 л. год), здійснюючи різноманітні вантажні перевезення.

Цей попередній наліт літаків-лідерів служить одночасно і для контролю встановлених міжремонтних строків (ресурсів), які також визначаються на основі досвіду експлуатації аналогічних літаків і повинен бути не меншим 2500 л. год.

При розрахунку витрат на амортизацію літака умовно приймається:

  •  Тл = 45000…60000 л. год;
  •  tл = 7000…12000 л. год.

Відпускна ціна літака приймається по даним авіаційної промисловості. У цю ціну включається також вартість комплекту запасних частин, що постачається разом з літаком.

При проектуванні вантажного літака, його відпускна ціна визначається на підставі статистичних даних по літакам аналогічної конструкції, в залежності від маси планера літака та його обладнання. Для сучасних вантажних літаків згідно статистичним даним, ціни літаків та двигунів у попередніх розрахунках можна приймати такими, що наведені у табл. 3.1 , враховуючи, що вартість літака суттєво залежить від розмірів серії.

Таким чином, при розрахунку на масовий випуск можна приймати відпускну ціну літака без двигунів рівною

(3.10)

де mпор – маса порожнього літака, кг; mсу – маса силової установки, кг.

Значення коефіцієнта kр. л , тобто відношення вартості одного капітального ремонту літака до первинної вартості літака зі злітною масою більше 15 т, приймають рівним 0,1.

Таблиця 3.1

Вартість літаків та двигунів

Розмір серії літаків, од

Вартість, віднесена до 1 кг маси, у.о.

Розмір серії двигунів, од

Вартість ТГД (ТГВД), віднесена до 1 кВт злітної потужності, у.о.