79798

Испытание и сертификация очень легкого самолета ХАЗ-30

Дипломная

Астрономия и авиация

Найдены расчетные скорости полета, маневренные перегрузки и перегрузки при полете в неспокойном воздухе. Построена огибающая предельных режимов самолета, определены значения максимальной и минимальной перегрузок. Построены эпюры внутренних силовых факторов, осуществлена проверка правильности построения указанных эпюр. В сечении крыла с исходя из условий статической прочности подобраны сечения силовых элементов

Русский

2015-02-15

2.2 MB

34 чел.

УДК 629.735.33 : 006.063

Реферат

Работа содержит: страниц – 112; рисунков –60; таблиц – 11.

Выпускная работа посвящена испытанию и сертификации очень легкого самолета ХАЗ-30. Геометрические параметры и весовые данные крыла и прикрепленных к нему агрегатов взяты согласно материалам найденным на интернет ресурсах, и из отчетов:

1) http://uk.wikipedia.org/wiki/ ХАЗ-30

2) http://www.ukr-prom.com/nomid8121/

3) http://www.wing.com.ua/content/view/266/71

4) http://www.airwar.ru/enc/la/kh32.html

Найдены расчетные скорости полета, маневренные перегрузки и перегрузки при полете в неспокойном воздухе. Построена огибающая предельных режимов самолета, определены значения максимальной и минимальной перегрузок. Построены эпюры внутренних силовых факторов, осуществлена проверка правильности построения указанных эпюр.

В сечении крыла с исходя из условий статической прочности подобраны сечения силовых элементов. После чего для заданного расчетного случая с использованием метода редукционных коэффициентов определены нормальные и касательные напряжения,.

Спроектирована рычажная система, позволяющая нагружать крыло самолета во время статических испытаний, а также рычажная система, прикрепляемая к фюзеляжу и уравновешивающая самолет во время указанных испытаний.

Рассчитана циклограмма нагружения для типового профиля полетов, что позволило найти ресурс для сечения, спроектированного по условиям статической прочности. Найдены так называемые директивные напряжения, (представляющие разновидность допускаемых), что позволило усилить указанное выше сечение крыла с целью обеспечения потребного ресурса  (5000 часов).

Составлена заявка в Государственную авиационную службу Украины на получение Сертификата типа самолета типа ХАЗ-30, содержащая значительную часть принципиальных схем функциональных систем воздушного судна. Приведены ожидаемые условия эксплуатации, эксплуатационные ограничения. Разработан план-проспект сертификационного базиса.

Определены затраты на проведение испытаний опытного самолета  ХАЗ-30.

Осуществлен анализ вредных и опасных факторов, а также возможных чрезвычайных ситуаций в лабораторном зале ЛИПа. Подробно проанализировано возгорание 100 кг дерева.

Ключевые слова: испытания, сертификация, ресурс, нагрузка, сечение крыла, лонжерон, перегрузка, JAR-VLA, центр тяжести, изгибающий момент, профиль крыла, директивные напряжения

СОДЕРЖАНИЕ

Введение………………………………………………………………………………...8

Раздел 1. Описание самолета, назначение, ресурс, тактико-технические данные…..………………………………………………………………………...........10

Раздел 2. Нормирование нагрузок на крыло………………………………………13

2.1. Построение огибающей предельных режимов самолета. Расчетные скорости полета, маневренные перегрузки и перегрузки при полете в неспокойном воздухе..………………………………………………………………..13

2.1.1. Выбор максимальных и минимальных маневренных перегрузок……………………………………………………………………………13

2.1.2. Определение расчетных скоростей полета ………………………..13

2.1.3. Расчет перегрузок при полете в неспокойном воздухе………...…14

2.1.4. Построение упрощенной огибающей полетных режимов………..15

2.2. Нормирование нагрузок на самолет и его агрегаты. Обработка результатов нормирования нагрузок на крыло……………………………………...16

2.3. Расчетная схема крыла………………………………………………..…..16

2.4. Построение эпюр внутренних силовых факторов.....................................17

2.4.1. Схема построения эпюр………………………………….………….17

2.4.2. Распределение воздушной и массовой нагрузок по размаху крыла………….………………………………………………………………………..18

2.4.3. Расчет поперечных сил, изгибающего и приведенного моментов от распределенных нагрузок…………………………………………………………….20

2.4.3.1. Построение эпюры поперечных сил от распределенных нагрузок………………………………………………………………………………..20

2.4.3.2. Построение эпюры изгибающих моментов от распределенных нагрузок…………………………………………………………….21

2.4.3.3. Построение эпюры приведенных моментов от распределенных нагрузок……………………………………………...……………..23

2.4.4. Нахождение  усилия ………………………………………......24

2.4.5. Окончательный вид эпюр внутренних силовых факторов  для крыла…………………….……………………………………………………………..24

2.4.6. Значения ВСФ в расчетном сечении ………………………………26

2.5. Определение положения поперечной силы в расчетном сечении…………………………………………………………………………….…..26

2.6. Проверка правильности построения эпюр нагрузок по крылу………....27

2.7. Подбор сечений силовых элементов в проектировочном сечении крыла по условию статики…………………………………………………………………...27

2.7.1. Расположение лонжеронов………………………………………….27

2.7.2. Выбор материалов………...………………………………………28

2.7.3. Определение нагрузок на панель крыла……………………………28

2.7.4. Подбор стенок лонжеронов……........................................................28

2.7.5. Подбор площадей продольного силового набора………………....29

2.7.5.1. Сжатая  зона…………………………………………………..30

2.7.5.2. Растянутая зона……………………………………………….31

2.8. Проверочный расчет сечения крыла на нормальные и касательные напряжения по методу редукционных коэффициентов…………………….………35

Раздел 3. Разработка рычажной системы для статиспытаний самолета…………..39

3.1. Исходные данные для расчета УРС самолета…………………………...39

3.2. Проектирования рычажной системы для фюзеляжа…………………….40

3.3. Проектирование рычажной системы нагружения самолета……………46

Раздел 4. Обеспечения требований ресурса для расчетного сечения крыла……...49

4.1. Разработка программы ресурсных испытаний конструкции. Расчет долговечности регулярной зоны крыла по программе ресурсных испытаний…...49

4.2. Усиление сечения крыла с целью обеспечения проектируемого ресурса…………………………………………………………………………………51

4.3. Расчет нормальных и касательных напряжений в усиленном крыле при эксплуатационных нагрузках………………………………………………………...51

4.4. Разработка программы ресурсных испытаний конструкции. Расчет долговечности регулярной зоны крыла по программе ресурсных испытаний…...53

4.5. Расчет долговечности регулярных зон крыла самолета………………...55    

Раздел 5.  Заявка в Госавиаслужбу Украины на получения сертификата типа очень легкого самолета ХАЗ-30……………………………………………………………..57

5.1. Подача    заявки   на   получение    сертификата    типа    очень   легкого

самолета……………………………………………………………………………….57

5.2.  Спецификация самолета ХАЗ-30………………………………………...57

5.2.1.  Краткое техническое описание…………………………………….57

5.2.2.  Принципиальные схемы систем самолета……………………….58

5.2.3. Ожидаемые условия эксплуатации…………………………………71

5.2.4.  Эксплуатационные ограничения…………………………………...71

5.3. План проспект сертификационного базиса самолета ХАЗ-30………….72

5.3.1. Раздел В «ПОЛЕТ»…………………………………………………..72

5.3.2. Раздел С «ПРОЧНОСТЬ»…………………………………………...73

5.3.3. Раздел D «ПРОЕКТИРОВАНИЕ И КОНСТРУКЦИЯ»…………..75

5.3.4. Раздел Е «СИЛОВАЯ УСТАНОВКА»…………………………….76

5.3.5. Раздел F «ОБОРУДОВАНИЕ»……………………………………...77

5.3.6.Раздел G  «ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ ОГРАНИЧЕНИЯ И ИНФОРМАЦИЯ»……………………………………………………………………..78

5.4. План проспект специальных технических условий……………………..78

5.5.План проспект требований по защите окружающей среды от воздействия самолета ХАЗ-30………………………………………………………………………78

Раздел 6. Подготовка к летным сертификационным испытаниям очень легкого самолета ХАЗ-30………………………………………………………………………79

6.1 Особенности сертификационных летных испытаний очень легких и сверхлегких самолетов украинской разработки…………………………………….79

6.2.Задачи сертификационных летных испытаний. Подготовка к ним……..........................................................................................................................83

6.3. Перечень летных испытаний для ОЛС и СЛС…………………………...86

6.4. Особенности проверок парирования отказов функциональных систем для ОЛС и СЛС………………………………………………………………………..88

6.5. Подготовительные наземные работы на опытном самолете……………89

6.6. Первый полет опытного самолета………………………………………..91

Раздел 7. Охрана труда и безопасность в чрезвычайных ситуациях………………93

7.1.Выявление и анализ опасных и вредных производственных факторов, действующих в рабочей зоне  испытательной лаборатории……………………….94

7.2.Расчет естественного и искусственного освещения……………………..96

7.3. Разработка мероприятий по уменьшению вероятности возникновения чрезвычайных ситуаций при производстве проектируемого объекта…………101

Раздел 8. Экономическая часть……………………………………………………107

8.1  Определение     величины     затрат,     связанных     с       проведением

испытаний…………………………………………………………………………….107

8.2 Выбор оптимальной модификации самолета по критерию ресурса эксплуатации с учетом стоимости проведения испытаний……………………….109

Список литературы…………………..……………………………..………………..112

Введение

Испытания и сертификация являются неотъемлемой частью создания, изготовления, поддержания летной годности гражданских воздушных судов. При создании нового типа самолета, вертолета, авиадвигателя, воздушного винта, комплектующего изделия опытные экземпляры обязательно проходят различные виды испытаний – летные, стендовые, лабораторные, наземные. При серийном производстве контрольным испытаниям подвергается каждый изготовленный экземпляр авиационной техники. Аналогичным образом проверяется каждый отремонтированная машина или двигатель.  

При этом выдаются различные виды документов, подтверждающих соответствие типа авиационной техники или конкретного экземпляра таковой требованиям Нормативных материалов. Они носят название Сертификат типа, Новая редакция Сертификата типа, Сертификат летной годности, Свидетельство о годности, Одобрительное письмо и т.п.

Поэтому тема выпускной работы специалиста является актуальной.

Характеризуя изученность наукой избранной темы, следует обратить внимание на следующие аспекты вопроса:

– украинская система сертификации авиационной техники пока не нашла достаточного отражения в литературе;

– в выпускной работе испытания рассмотрены для очень легких самолетов, которым в современной литературе практически не уделяется внимание. Такие самолеты были характерны для начальных этапов развития авиации, техническая литература об этих машинах представляет в настоящее время библиографическую редкость.

Но если бы даже литература периода 20-х – 30-х годов сохранилась, то это все равно не решило бы вопроса. В те годы не существовало тензорезисторных датчиков сопротивления. Не было современной системы Нормативных материалов. В зачаточном состоянии находились основные отрасли авиационной науки, во многом другой была терминология. И так далее, и тому подобное.

Поэтому следует считать, что степень изученности выбранной темы в современной авиационной технической литературе является крайне недостаточной.

Цели и задачи исследований в предлагаемой выпускной работе состоят в следующем:

– пронормировать нагрузки на крыло самолета для наиболее опасного для данного агрегата агрегаты расчетного случая, предусмотренного в Нормах летной годности  JAR–VLA;

– разработать испытательный стенд для статических испытаний очень легкого самолета ХАЗ-30;

– получить спектры повторно–статических нагружений самолета. Особенностью этих спектров является то, что они соответствуют малым высотам крейсерских полетов, что практически не отражено в литературе;

– разработать методику проектировочных расчетов для очень легких самолетов, имеющих мягкую обшивку в сжатой и растянутой частях крыла. Для этих расчетов описанные в литературе методики нуждаются в существенных модификациях;

– учесть особенности очень легких самолетов при составлении программ летных испытаний. В выпускной работе требовалось разработать методики общей подготовки опытного самолета ХАЗ-30 к испытаниям и его подготовку к первому вылету. В литературе подобные методики описаны только для достаточно больших самолетов;

– написать заявку в Государственную авиационную службу Украины на получение Сертификата типа самолета ХАЗ-30. Составление такой заявки требует разработки принципиальных схем основных систем воздушного судна. Для очень легких самолетов в доступной литературе вопросы проектирования очень легких самолетов не отражены.

рАЗДЕЛ 1. Описание самолета, назначение, ресурс, тактико-технические данные.

Очень легкий самолет ХАЗ-30 представляет собой подкосный моноплан с верхним расположением крыла, неубирающимся шасси, тормозными колесами основных стоек и свободно-ориентированным передним  колесом, и одним поршневым двигателем с толкающим винтом.

Рисунок 1.1 – Самолет ХАЗ-30

Рисунок 1.2 – Три проекции эскизного проекта самолета ХАЗ-30

Исходные данные самолета-прототипа ХАЗ-30 представлены в таблице 1.1.

Таблица 1.1

Геометрические, массовые и тактико-технические характеристики самолета

Модификация

ХАЗ-30

Размах крыла, м

9,526

Длина, м

6,408

Высота, м

2.36

Площадь крыла, м2

14,65

Максимальная взлетная масса, кг

630

Тип двигателя

1 ПД Rotax-582

Мощность, л.с.

1 х 64

Максимальная скорость, км/ч

200

Крейсерская скорость, км/ч

160

Продолжительность полета, ч

обычная

3,3

варианта с 90 л топлива

7,5

Скороподъемность, м/с

25

Практический потолок, м

3500

Экипаж, чел

1

Возможное число пассажиров, чел

1

Максимальная масса топлива, кг

73

рАЗДЕЛ 2. НОРМИРОВАНИЕ НАГРУЗОК НА КРЫЛО.

2.1 Построение огибающей предельных режимов самолета. Расчетные скорости полета, маневренные перегрузки и перегрузки при полете в неспокойном воздухе.

2.1.1 Выбор максимальных и минимальных маневренных перегрузок.

Данный самолет относится к категории «очень легких». Нормами лётной

годности для этих самолетов являются JAR-VLA [1]. Согласно разделу С данных норм максимальная эксплуатационная маневренная перегрузка  для любой скорости вплоть до VD должна быть не меньше, чем:

                         (2,1)

Минимальная эксплуатационная маневренная перегрузка  для любой скорости вплоть до VD должна быть не меньше, чем – 2.

2.1.2 Определение расчетных скоростей полета.

Все расчетные скорости JAR-VLA являются индикаторными. Так называются скорости, определяемые по формуле:

                                                                           (2.2)

где  – истинная скорость,  -плотность воздуха на высоте полета;

– плотность воздуха на уровне моря (при Н=0). Именно индикаторные скорости определяются с помощью приемников воздушного давления.

Согласно JAR-VLA, расчетная крейсерская скорость  не может быть меньше, чем

             (2.3)

Принимаем = 177,48 км/ч. Если взять крейсерскую высоту Нкрейс = 2 км, то поскольку  кг/м3 , имеет место

                        (2.4)

Определяем скорость пикирования

         (2.5)

Для нахождения скоростей  и  нужно знать профиль поперечного сечения крыла. Выбираем профиль крыла NASA-2315 с относительной толщиной  = 15%.

Скорость  соответствует маневру с перегрузкой  и максимальным коэффициентом подъемной силы . Коэффициенту  отвечает критический угол атаки , при этом

Рассчитаем скорость маневрирования:

               (2.6)

скорость сваливания:

                                   (2.7)

2.1.3 Расчет перегрузок при полете в неспокойном воздухе.

Для вычисления данных перегрузок берем соотношение:

                                                               (2.8)

где – коэффициент ослабления порыва;

– индикаторная скорость самолета;

– максимальная скорость нормального порыва;

– взлетная масса самолета;

– производная коэффициента подъемной силы по углу атаки.

Для коэффициентаиспользуем формулы: 

  ;                                                (2.9)

где– средняя хорда крыла:

.                                                                                        (2.10)

Безразмерная величина  называется массовым параметром самолета. Перегрузки  прямо пропорциональны скоростям порывов. 

В запас прочности рассмотрим полет при полностью заправленном топливном баке (т.е. =630 кг), при этом учтено, что топливный бак находится в фюзеляже. Высоту полёта, от которой зависит согласно (2.9) коэффициент релаксации ,примем равной 2 км (на меньших высотах этот коэффициент имеет меньшее значение).

Производную  будем находить в предположении, что порыв действует только на крыло.

Найдем угол атаки при расчетном случае, который в отечественной литературе носит название A′. Сначала определяем коэффициент подъемной силы.  

                                           (2.11)

Угол атаки находим с помощью интерполяции значений при α=8° и α=10°.

Соответствующие значения равны 0,72 и 0,86. Вычисления дали α = 8,91˚.

Производную вычисляем с помощью конечных разностей:

                   (2.12)

Сжимаемость воздуха ввиду малых скоростей полёта не учитывается.

Перегрузки  вычисляем для двух расчетных скоростей:, . Ввиду слабой искривленности кривой  вдали от критического угла атаки, принимаем, что производная  при обеих скоростях одинакова.

Рассчитываем среднюю хорду крыла:

                                                           (2.13)

Вычисляем коэффициент ослабления порыва:

;

Используем скорости порывов, приведенные в [1].

При скорости полета на высотах от уровня моря до 6096 м. индикаторная скорость восходящих и нисходящих порывов принимается равной 15,24 м/с.

При скорости полета на высотах от уровня моря до 6096 м. индикаторная скорость восходящих и нисходящих порывов принимается равной 7,62  м/с.

В итоге получаем:

                 (2.14)

                 (2.15)

2.1.4 Построение упрощенной огибающей полетных режимов.

Огибающую для маневренных перегрузок строим согласно кривой приведенной в разделе С  Норм JAR-VLA. В добавление к полученным выше данным найдем скорость, соответствующую полёту с перегрузкой , . Согласно учебному пособию [6] в случаях, если не приведено, рекомендуется брать. Следовательно берем . Обозначим данную скорость через .

                         (2.16)

Рисунок 2.1 – Огибающая полетных режимов для маневренных перегрузок

Рисунок 2.2 – Огибающая полетных режимов для болтаночных перегрузок

Сравнение огибающих приведенных на рис. 2.1 и 2.2 позволяют найти максимальную и минимальную перегрузки для расчета крыла на прочность.

максимальная перегрузка ;

минимальная перегрузка.

2.2 Нормирование нагрузок на самолет и его агрегаты. Обработка   результатов нормирования нагрузок на крыло.

Нагрузки на самолет рассматриваются для основных расчетных случаев. Обычно их строят отдельно для крыла, фюзеляжа, оперения, шасси. Кроме этого, существуют так называемые комбинированные расчетные случаи. Чаще всего последние применяются для фюзеляжа. Для каждого расчетного случая нужно знать перегрузку, характер распределения аэродинамических нагрузок по самолету или его агрегату, коэффициент безопасности. Согласно Норм лётной годности ,  для всех расчетных случаев коэффициент безопасности  f =1,5 (если в НЛГ не указано другое значение).

Анализ огибающих, приведенных на рисунках 2.1 и 2.2, показывает, что при проверочных и проектировочных расчетах крыла нашего самолета целесообразно учесть 5 расчетных случаев, которым соответствуют точки А и D на рис. 2.1 (перегрузка ny= nymax ), точке Е на рис. 2.1 (при этом имеют место максимальные крутящие моменты), точки a и d  на рис. 2.2 (перегрузка в этой точке  меньше -2).

2.3 Расчётная схема крыла.

Консоли крыла крепятся к кабине с помощью шарниров, расположенных на консолях, и подкосов. Подкос каждой консоли представляет 2 стержня, крепящихся к переднему и заднему лонжеронам и образующим букву V. Однако подобная система является дважды статически неопределимой.

Проведем кинематический анализ

Д = 3; Ш = 2; С = 4; У = 0;

Поскольку каждый шарнир отбирает 5 степеней свободы, справедливо соотношение:

И = 6Д + 3У – 5Ш – С = 18 – 10 – 4 = 4

Незакрепленное тело в пространстве должно иметь 6 степеней свободы, откуда вытекает, что система имеет 2 лишние связи.

С учетом симметрии количество лишних неизвестных можно снизить до 1. Но все равно расчет комбинированной статически неопределимой системы, содержащей оболочки, пластины, стержни, необычно сложен.

Поэтому при построении эпюр  по размаху крыла подкос каждой консоли считаем единым стержнем, прикрепленным к переднему лонжерону и расположенным в вертикальной плоскости, содержащей передний лонжерон. Система становится статически определимой.

При построении эпюры   наличие у подкоса двух стержней имеет принципиальный характер. Учитываем также, что шарнирные крепления консолей к кабине способны воспринимать кручение относительно оси z. Стержни подкосов крепятся  к переднему лонжерону и задней стенке.

Шарниры крепления консолей к кабине расположены посредине между уровнями  верхней и нижней обшивок консолей.

Обшивка в межлонжеронной части является ненесущей. Кручение воспринимает только носок, выполненный из тонкого дюралевого листа толщиной 0,6 мм.

Чтобы компенсировать недостаточную сдвиговую жесткость, крыло снабжено горизонтально расположенными, непараллельными оси х стержнями, образующими совместно с нервюрами ферму.

2.4 Построение эпюр внутренних силовых факторов.

2.4.1 Схема построения эпюр.

Упрощенная схема крепления консоли крыла к фюзеляжу изображена на рис. 2.3. Она соответствует допущениям §2.3. Подкос представляет единый стержень, крепящийся к переднему лонжерону.

Рисунок 2.3 – Упрощенная схема крепления консоли крыла к фюзеляжу

Учитываем также, что кроме реакций подкоса и фюзеляжа, все остальные нагрузки, приложенные к консолям крыла, являются распределенными.

На рисунку 2.3 основные геометрические размеры имеют следующие значения:

;   ;   ; .       (2.17)

Для дальнейшего потребуется размер - высота профиля в месте крепления переднего лонжерона. Выбираем  положение лонжеронов показанное на (Рисунку 2.4).

Рисунок 2.4 – Положение переднего лонжерона и задней стенки.

Согласно пособию [5] находим, что =0,1338∙b = 0,1338∙1,54 = 0,21 м.

Расчет подобного крыла осуществляем с помощью следующего алгоритма:

  1.  строим эпюру изгибающих моментов Mx распр и поперечных сил Qy распр как для неразрезного крыла, без учета подкоса и наличия шарнира на стыке с фюзеляжем. Индекс «распр» показывает, что учитывается только распределенная нагрузка. Начало отсчета оси z берем в плоскости симметрии самолета, учитывая верхнее расположение консолей крыла относительно фюзеляжа;
  2.  рассматриваем уравнение равновесия консоли крыла:

                       (2.18)

- координата показаной на рис. 2.3 точки А; ,

 - суммарная распределенная нагрузка на консоль крыла.

Можно показать, что

Уравнение (2.18) приобретает вид

                                         (2.19)

Из уравнения (2.19) определяем усилие в подкосе;

  1.  перестраиваем эпюры Mx(z), Qy(z), Mz(z) с учетом сил в подкосе:

где через  ,  обозначены проекции усилия в подкосе (см. рис. 2.3)

2.4.2 Распределение воздушной и массовой нагрузок по размаху крыла

Распределенная (погонная) нагрузка есть подъемная сила, создаваемая отсеком крыла единичной длины. Она определяется геометрией крыла в плане (рис. 2.4) и  типом профиля.

Рисунок 2.5 – Вид полкрыла сверху.

Штриховая линия на риснку 2.5 показывает, что воздушная нагрузка создается не только консолью крыла, но и фюзеляжем на участке крыла. Основная линия соответствует шарнирному креплению консоли.

Используем формулу из пособия [2].

              (2.19)

где  –относительная циркуляция.

Относительную циркуляцию крыла определяют как сумму относительной циркуляции прямого крыла и поправок на стреловидность, крутку, влияние фюзеляжа и мотогондол. Так как самолет-прототип имеет прямое крыло, мотогондолы отсутствуют, а интерференцией крыла и фюзеляжа у высокопланов можно пренебречь, то следует брать  

Относительную циркуляцию берем как для прямого плоского крыла при относительном сужении

Массовую нагрузку конструкции крыла определим, используя формулу:

                          (2.20)

где Mкр=0,09 т– масса крыла;

– длина одной консоли.

Условно распространяем эпюру  до сечения z=0 (т.е. до плоскости симметрии самолета). Отметим также, что масса крыла взята без учета массы подкоса.

Запишем формулу для вычисления суммарной распределенной нагрузки:

                                                (2.21)

Результаты вычислений , , , приведем в табл. 2.1.

                                                                        Таблица 2.1

Вычисление погонной нагрузки

i

0

0

1,1285

4656,47

590,27

4066,208

1

0,1

1,1261

4646,57

590,24

4056,30

2

0,2

1,1196

4619,75

590,24

4029,48

3

0,3

1,1096

4578,49

590,24

3988,22

4

0,4

1,0961

4522,78

590,24

3932,51

5

0,5

1,0765

4441,91

590,24

3851,64

6

0,6

1,0457

4314,82

590,24

3724,55

7

0,7

0,9954

4107,27

590,24

3517,003

8

0,8

0,9138

3770,57

590,24

3180,3

9

0,9

0,7597

3134,71

590,24

2544,44

10

0,95

0,5

2063,12

590,24

1472,85

11

1

0

0

590,24

-590,27

Строим эпюры воздушной, массовой и суммарной распределенной нагрузки по крылу (рисунок 2.6).

Рисунок 2.6 – Эпюры распределенных нагрузок.

2.4.3 Расчет поперечных сил, изгибающего и приведенного моментов от распределенных нагрузок.

2.4.3.1 Построение эпюр поперечных сил от распределенных нагрузок.

Согласно изложенному в начале § 2.4.1 строим эпюру поперечных сил

Qyраспр от распределенных сил  как для неразрезного крыла, без учета подкоса и наличия шарнира на стыке с фюзеляжем. Интегрирование начинаем от конца консоли. Интегрирование проводим численно, для этого разобьем длину консоли на 11 участков.

Напомним, что поскольку наш самолет является высокопланом, начало координаты z берется в плоскости симметрии самолета.

                                        (2.22)

Интегрируем по методу трапеций. Применяемые формулы имеют вид [1]:

  ; I = 11,…...1;

i = 10, 9,…, 0.                    (2.23)

Результаты расчетов помещаем в табл. 2.2.

2.4.3.2 Построение эпюр изгибающих моментов от распределенных нагрузок.

Эпюру изгибающих моментов   получаем путем численного интегрирования эпюры поперечных сил :

                                (2.24)

Процедура численного интегрирования опять следует из [5]:

                 (2.25)

   I = 10, 9,…, 0.                       (2.26)

Результаты расчетов помещаем в табл.2.2.

Отметим, что на участке 0    значения в табл. 2.2 имеют условный характер, поскольку консоли крыла начинаются от шарнира А на стыке с фюзеляжем. Эти значения получены ради удобства построения таблиц и графиков.

2.4.3.3 Построение эпюры приведенных моментов от распределенных нагрузок

При расчете крутящих моментов необходимо учесть, что каждая консоль имеет в двух сечениях закрепления, воспринимающие крутящие моменты      (рисунок  2.7):

- в сечении  консоль крепится к  кабине двумя шарнирами;

- в сечении , в котором подкос крепится к консоли, кручение консоли воспринимают 2 стрежня V – образного подкоса.

Рисунок 2.7-  Восприятие погонных моментов крыла от   и .

Таблица 2.2

Значение эпюр Qy и  для распределенных нагрузок

i

Δzi, м

q, Н/м

ΔQi, Н

Qi, Н

ΔMxi,Н·м

Mxi,Н·м

0

-

4066,208

-

16580,1

-

35106,5

0,1

0,476

4056,30

1934,37

14645,7

7436,45

27670,1

0,2

0,476

4029,48

1925,63

12720,1

6517,19

21152,9

0,3

0,476

3988,22

1909,41

10810,73

5603,88

15549,02

0,4

0,476

3932,51

1886,32

8924,41

4699,92

10849,1

0,5

0,476

3851,64

1853,79

7070,61

3809,21

7039,882

0,6

0,476

3724,55

1804,27

5266,34

2938,04

4101,836

0,7

0,476

3517,003

1724,57

3541,76

2097,65

2004,186

0,8

0,476

3180,3

1594,96

1946,80

1307,10

697,083

0,9

0,476

2544,44

1363,34

583,453

602,58

94,502

0,95

0,238

1472,85

478,36

105,093

81,98

12,514

1

0,238

-590,27

105,093

0

12,514

0

Задача расчетов крутящих моментов является статически неопределимой. В виду очень большой сложности решения такой задачи будем исходить из правдоподобной гипотезы: реакции на обеих опорах одинаковы. Суммарный крутящий момент, приложенный к консоли от  и , расположен ближе к подкосу, но опора в сечении  представляется более жесткой на кручение.

Неопределимым в виду гипотезы, используемой при нахождении силы  , является так же крутящий момент от силы . Опять исходим из правдоподобной гипотезы:

где   – крутящий момент приложенный к консоли, от сил в стержнях подкоса.

Необходимо построить эпюру погонных приведенных  моментов , приложенных к консоли от погонных сил  и  , найти приведенный момент  в сечении  , и разнести этот момент поровну между указанными выше опорами, после чего построить эпюру  вдоль правой консоли.

Эпюру приведенных моментов получаем путем интегрирования эпюры распределенных приведенных моментов mz(z). Вид последней функции зависит от положения оси приведения. Выбираем ее совпадающие с геометрическим   местом   центров   тяжести   сечений,   то    есть прямой .

Применяем формулу[5]:

                                               (2.27)

где e и d – расстояния от точек приложения нагрузок  и  до оси приведения.

В качестве оси приведения выбираем геометрическое место центров тяжести сечений крыла. В таком случае  d = 0.

Учитываем, что для нашего профиля при углу атаки α=8,91 имеет место:

- относительное положение центра давления.

.                 (2.28)

Эпюра mz(z) показана на рис. 2.7.

Для вычисления приведенных моментов от распределенной нагрузки примем формулу (2.27), учитывая что d=0, а е=:

                                       (2.29)

Процедура численного интегрирования [2]:

                              (2.30)

Результаты вычислений заносим в табл. 2.3.

Отметим, что на участке 0 ≤≤  значение табл.2.3 имеют условный характер, поскольку консоли крыла начинаются от шарнира А, на стыке с фюзеляжем.

                                                            Таблица 2.3

Эпюра крутящих моментов от распределенных нагрузок

i

Δz, м

mzi, Н

ΔMzi, Н·м

Mzi, Н·м

0

0,476

1161,326

4836,27

1

0,476

1158,856

552,5513

4283,719

2

0,476

1152,167

550,3701

3733,349

3

0,476

1141,876

546,3264

3187,022

4

0,476

1127,983

540,5671

2646,455

5

0,476

1107,813

532,455

2114

6

0,476

1076,117

520,1031

1593,897

7

0,476

1024,354

500,2273

1093,67

8

0,476

940,3807

467,9016

625,7682

9

0,476

781,7982

410,1369

215,6313

10

0,238

514,544

154,362

61,26933

11

0,238

0

61,2693

0

Рисунок 2.8 – Эпюра погонных крутящих моментов mz.

2.4.4 Нахождение усилия Nподк.

Используем рис.2.3 и соотношения (2.17), (2.18). Напомним, что подкос по предположению крепится к переднему лонжерону. При вычислениях учитываем, что Нпл = 0,21м; Нзл=0,116м.

;

β=61,21°.

Подставляя (2.18) в (2.17), находим

Поскольку = Bкаб / Lкр = = 0,12, то значение  находим с помощью интерполяции значений этой функции при= 0.1 и = 0,12. Вычисления дали  

;

;

.

2.4.5 Окончательный вид эпюр внутренних силовых факторов для крыла.

Начинаем с построения указанных эпюр для распределенных нагрузок. Выполняем это с помощью табл. 2.2, 2.3. Далее на участке А и B (рис.2.3) учитываем влияние сосредоточенной силы Nподк. Поскольку эпюры для распределенных нагрузок построены как функции  от , нужно иметь координаты .

Значение  было найдено раньше. Найдем

С помощью интерполяции вычисляем значения Qyраспр  и Mxраспр  при             Получено Qyраспр (0,42) = 8,5532 кНм., Mxраспр  (0,42)=10,087кНм.Значение Mxраспр  (0,12) = 26,3 кНм найдено раньше, а значение Qyраспр  (0,12) вычислим с помощью интерполяции. Найдено Qyраспр  (0,12) = 14,26 кН.

Эпюра Qy получается из эпюры Qyраспр вычитанием значения =  кН на участке 0,12≤  ≤ .

Эпюра Mx получается из эпюры Mxраспр с помощью вычитания из нее:

  1.  треугольника с основанием AB и высотой

  1.  прямоугольника с основанием AB и высотой

Эпюра Mz получается из эпюры Mzраспр вычитанием из нее на участке 0,07 ≤  ≤ 0,5 значения .

Эпюра поперечных сил представлена на рис. 2.7, изгибающих моментов – на рис. 2.8, приведенных моментов – на рис. 2.9.

Рисунок 2.9 – Эпюра поперечных сил.

Рисунок 2.10 – Эпюра изгибающих моментов.

Рисунок 2.11 –  Эпюра приведенных моментов.

2.4.6 Значения ВСФ в расчетном сечении.

Из рис. 2.9 видно, что расчетным является сечение с координатой          т.к в нем изгибающий момент Mz имеет наибольшее значение. В этом сечении эпюры ВСФ имеют разрывы. Поскольку значение изгибающего момента справа от подкоса является большим, то проектировочный и проверочный расчеты будем делать при Mx=2 кНм, Qy=4 кН и Mz=2,4 кН, т.е. сечение справа от подкоса является расчетным.

Таблица 2.4

ВСФ в расчетном сечении

7,02

10,087

-7,55

8,55

0,46

2,54

-29,31

0

2.5 Определение положения поперечной силы в расчетном сечении.

Используем соотношение из учебного пособия [2]

,                                                (2.31)

где  - расстояние от оси приведения

Согласно табл. 2.4 имеем: слева от подкоса ; справа от подкоса . Если же брать расстояние от носка, то слева имеем

справа-

Если же проделать вычисления по всем расчетным сечениям консоли, то согласно эпюрам на рис. 2.7 и рис. 2.9 значения  в различных сечениях оказываются разными.

Рисунок 2.12 – Положение поперечной силы в расчетном сечении справа от подкоса.

2.6 Проверка правильности построения эпюр нагрузок по крылу.

Для проверки правильности эпюры используем формулу :

Найдем погрешность вычислений:

Полученную погрешность можно считать приемлемой.

Для проверки правильности эпюры используем соотношение (2.24). Следовательно значение  должно быть равно площади эпюры .

Вычисляем приближенно указанную площадь, для чего считаем эпюру  условно делим на 3 участка: (0;0,12), (0,12; 0,42), (0,42 ; 1). На каждом участке считаем эпюру прямолинейной. Это дает:

Найдем погрешность вычислений:

.

Полученную погрешность можно считать приемлемой.

2.7 Подбор сечений силовых элементов в проектировочном сечении крыла по условию статики.

2.7.1 Расположение лонжеронов.

Лонжероны расположим следующим образом: передний на расстоянии 15% хорды от носка крыла, задний – 70% (рис. 2.11). В расчетах будет рассматриваться расчетное сечение крыла ( справа от подкоса.

Рисунок 2.13 – Расположение лонжеронов.

2.7.2 Выбор материалов

Все металлические силовые элементы сделаны из сплава Д16Т со следующими механическими характеристиками (табл. 2.5):

Таблица 2.5

Механические характеристики

440

0,72∙10

270

300

0,10

2.7.3 Определение нагрузок на панель крыла

При подборе продольных силовых элементов вначале находят усилия, воспринимаемые верхней и нижней половинками поперечного сечения крыла. Среднюю высоту сечения определяем по формуле:

                                  (2.31)

где  – высота профиля в месте расположения первого лонжерона;

– высота профиля в месте расположения второго лонжерона;

– коэффициент, учитывающий, что центры тяжести продольных силовых элементов не лежат на теоретическом контуре крыла .

В рассматриваемом сечении :

Усилия воспринимаемые верхней и нижней панелями будут равны:

                                                              (2.32)

где знак «+»  соответствует нижней растянутой панели;

знак«-» верхней сжатой панели.

Полученное значение говорит о том что уровень нагружености очень низкий.

2.7.4 Подбор стенок лонжеронов

Предполагаем, что вся поперечная сила воспринимается стенками лонжеронов. Проверим, не окажутся ли прочными эти стенки, если их толщины равны 1 мм (рис. 2.12). На этом же рисунке показаны высоты лонжеронов. Условие прочности стенок примем в виде

;                                                             (2.33)

где   берется согласно рекомендации учебного пособия [5]

Рисунок 2.14 – Геометрические параметры стенок

Поскольку поперечная сила крыла Qy в сечении, где крепится подкос, имеет разрыв, то берем большее по модулю значение

Предположим, что вся поперечная сила Qy  действует на переднюю стенку лонжерона. Тогда применяем формулу

,                                                           (2.34)

где  - это поперечная сила, действующая на стенку,- площадь поперечного сечения стенки.

что значительно меньше.

Теперь предположим, что всю поперечную силу воспримет задний лонжерон. Тогда,

что также значительно меньше, чем

Запас прочности такой большой, что допущение о том, что носок не воспринимает поперечную силу, не может повлиять на результаты анализа.

Вывод: Стенки лонжеронов толщиной в 1 мм обеспечат прочность в расчетном сечении при восприятии поперечных сил.

2.7.5 Подбор площадей продольного силового набора

Нагрузка на панель воспринимается поясами лонжеронов (то есть участием носка в восприятии этой нагрузки пренебрегаем).

2.7.5.1 Сжатая зона

В отличии от растянутой зоны разрушающие напряжения поясов в сжатой зоне заранее неизвестны, так как они зависят от формы поясов, которые могут потерять устойчивость по общей и местной форме. Принятая в пособии [2] допущение о том, что пояса лонжеронов не теряют устойчивость, для данной конструктивно-силовой схемы крыла неприемлемо, так как обшивка в межлонжеронной части ненесущая, а обшивка носка в сжатой зоне не подкреплена и может потерять устойчивость.

Сначала осуществим проектировочный расчет согласно пособию [2]. Опять используем уравнение равновесия

                                                   (2.35)

Опять распределяем эту площадь между передним и задним лонжеронами пропорционально квадратам их высот:

                               (2.36)

Отсюда находим

Однако, скорее всего, эти площади занижены. Вычисления нужны для сравнения исходной и усовершенствованной методик.

Подберём в сортаменте стрингер для верхней (сжатой) зоны с помощью последовательных приближений. Оцениваем усилия, которые воспринимают передний и задний пояса сжатой зоны. Распределяем эти усилия также пропорционально квадратам высот лонжеронов:

Теперь можно выполнить приближения для переднего и заднего поясов. Сперва в них будем учитывать только местную потерю устойчивости поясов.

Передний пояс

В первом приближении принимаем, что разрушающее напряжение пояса равно в:

Выбираем профиль бульбоугольник ПР102-№7. У него площадь поперечного сечения F=1,061 см2. Это несколько больше потребного. Геометрические размеры выбранного профиля представлены на рис. 2.13

Рисунок 2.15 – Геометрические размеры профиля ПР102-7.

Найдем для выбранного профиля критические напряжения местной потерь устойчивости. Учитываем, что профиль присоединен стенкой к носку, а полкой к стенке переднего лонжерона. Толщину носка берем равной 0,6 мм (как в прототипе), а толщину стенки переднего лонжерона – 1 мм (рис. 2.14).

Сначала находим  для каждой пластинки в отдельности:

                                               (2.37)

где  –коэффициент описания пластинки, bi - ее ширина; i - ее толщина.       индекс «э» показывает, что формула справедлива только в пределах пропорциональности. Стенку с присоединенным носком считаем пластинкой №1, а полку с присоединенной стенкой – пластинкой №2 (рис.2.14). Берем

1=стенки профиля+носка;

2=полки профиля+ст.переднего лон-на.                         (2.38)

Рисунок 2.16 – К вычислению эффективной площади поперечного сечения профиля ПР102-7.

Проводим конкретные вычисления, принимая .

                     (2.39)

ν =  = 0,628

Второе приближение

Нужно учесть, что к  профилю нужно присоединить прикрепленные к нему участки носка и стенки переднего лонжерона. Они так же воспринимают сжатие. Для профиля ПР-102-№7 имеет место

Следовательно, площадь профиля ПР-102-№7 достаточная для восприятия сжатия при отсутствии местной потери устойчивости.

 Задний пояс

Выбираем профиль бульбоугольник ПР102-№35. У него площадь поперечного сечения F=0,505 см2. Геометрические размеры выбранного профиля представлены на рис. 2.15.

Рисунок 2.17 – К вычислению эффективной площади поперечного сечения профиля.

Находим критическое напряжения местной потери устойчивости:

                              (2.40)

ν =  = 0,615

Второе приближение

Площадь требуется несколько большей чем у профиля ПР-102-№35. Но нужно учесть, что сжатие также будут воспринимать прикрепленные к профилю участок стенки заднего лонжерона.

Это значительно больше, чем потребная согласно второго приближения площадь .Профиль ПР-102-№35 следует оставить в качестве сжатого пояса заднего лонжерона.

Учет требования устойчивости по общей форме

Учтём условие отсутствия общей потери устойчивости. Считаем каждый сжатый пояс стержнем, упруго опертым на нервюры. Применяем уравнение Эйлера для критического напряжения общей потери устойчивости такого стержня [2]:

,                                                   (2.41)

где  – момент инерции стрингера вместе с присоединенной обшивкой и стенкой относительно оси, проходящей через центр тяжести сечения;

– коэффициент, учитывающий условия опирания стержня на нервюрах;

l- шаг нервюр;

- площадь пояса лонжерона с присоединенными пластинами.

Для реального стрингера можно взять. Для самолета-прототипа шаг нервюр в районе крепления подкоса

Запишем соотношение для критического напряжения общей потери устойчивости пояса задней стенки:

:                       (2.42)

где  - радиус инерции пояса заднего лонжерона с присоединенной стенкой.

Многочисленные расчеты показывают, что радиус инерции стрингера с присоединенной обшивкой достаточно близок к радиусу инерции изолированного стрингера. Поэтому приближенно заменяем на - радиус инерции сечения изолированного стрингера.

Найдем радиус инерции  для профиля ПР102−35

Подстановка этого значения в формулу (2.42) дало:

В то же время эйлеровское значение критического напряжения местной потери устойчивости для заднего пояса равно 714 МПа (смотри выше). Следовательно,  если подобрать сечения заднего сжатого пояса исходя из требования местной потери устойчивости, то требование его общей устойчивости будет выполнено.

Проделаем аналогичные вычисления для сжатого пояса переднего лонжерона;

:

Это на много больше чем критические эйлеровские критические напряжения местной потери устойчивости данного пояса.

Общий вывод: если подобрать сечения сжатых поясов лонжеронов, исходя из требования местной потери устойчивости, то требования общей устойчивости этих поясов будет выполнено.

2.7.5.2 Растянутая зона

Исходим из уравнения равновесия.

                                          (2.43)

где k1- коэффициент, учитывающий наличие концентраторов; k1=0,8.

Из (2.40) получаем

Данную площадь необходимо распределить между передним и задним лонжеронами. Осуществляем это пропорционально квадрату высот лонжеронов:

                               (2.44)

Передний лонжерон

Подберем подходящие профили из сортамента ПР102 [2]. Для переднего лонжерона можно взять профиль ПР102-№7, у которого площадь поперечного сечения F=1,061 см2. Она несколько меньше потребной, однако, необходимо учесть присоединенные площади носка и стенки. Соответствующую площадь назовем эффективной (в обозначении будет добавляться индекс «эф»).

В растянутой зоне применима формула

где =0,9[2] – статический коэффициент, учитывающий отверстия под заклепки;

, - размеры профиля - бульбоугольника (рис. 2.14)

.

В результате находим

.

Для переднего пояса растянутой зоны можно использовать профиль ПР 102−№7.

Задний лонжерон

Для заднего лонжерона потребна площадь F=0,55 см2. Берем профиль ПР102-№35, имеющий площадь 0,505 см2 (рис. 2.15) С учетом прилегающего участка стенки находим

.

В качестве пояса переднего лонжерона можно взять профиль ПР102-№35.

2.8 Проверочный расчет сечения крыла на нормальные и касательные напряжения по методу редукционных коэффициентов.

В проверочном расчете вычисляются нормальные и касательные напряжения в поперечном сечении крыла большого удлинения, механические и геометрические параметры которого были подобраны в процессе проектировочного расчета. Считаем, что пояса лонжеронов работают только на растяжение – сжатие, а обшивка носка способна воспринимать нормальные и касательные напряжения при условии, что она не потеряла устойчивость. Используем прием «присоединения обшивки к продольным подкреплениям». После соответствующего увеличения площадей продольных подкреплений обшивка считается работающей только на сдвиг.

Нормальные напряжения находим методом редукционных коэффициентов, а касательные – методом секущих модулей без разделения на изгиб и кручение. При этом не учитываются влияния заделки и местных возмущающих факторов (вырезы, резкое изменение механических и геометрических характеристик по длине крыла, локальное приложение сосредоточенных воздействий и др.).

Проверочный расчет крыла осуществляется на ЭВМ с помощью программы «Крыло – прочность». Рассматриваем расчетный случай, при котором, V=VD. Считаем, что при этом верхняя часть обшивки носка потеряет устойчивость. Чтобы учесть работу носка в восприятии изгиба, вводим в нижней (растянутой) зоне фиктивный подкрепляющий элемент, площадь которого получается присоединением прилегающих участков носка.

Расчеты осуществляем в сечении крыла, к которому присоединен подкос. Поскольку в этом сечении все ВСФ имеют разрыв, то нужно выбрать между сечениями, которые расположены немного правее и немного левее. При выборе используем табл. 2.4. Выбираем сечение, которое расположено немного правее, т. к. там изгибающий момент Mx существенно больше.

В этом сечении Mx=10,087 кНм; Qy=8,5532 кН; Mz=2,54 кНм; XQ=0,172 м.

Последнее значение соответствует расстоянию поперечной силы Qy  от стенки переднего лонжерона. Кроме того, в сечении нужно иметь значения My и Qx. Используем формулы

                            (2.44)

где.                                           (2.45)

Вычислим  при. Применим интерполяцию

При ; при .

.

Применяя (2.44) и (2.45) находим

;

.

Рассмотрим значение осевой силы N в расчетном сечении. Согласно рис.2.17 видно, что она равна ½ Nz подк и является растягивающей.

Рисунок 2.18 – Расчетное сечение

Пронумеруем подкрепляющие и сдвиговые элементы сечения (рис. 2.18.). В кружки взяты номера сдвиговых элементов. Сдвиговые элементы показаны штриховыми линиями, соответствуют мягкой обшивке, которая не воспринимает нагрузок. Толщины этих элементов берем фиктивными, равными 10-7 м.

Рисунок 2.19 – Нумерация несущих элементов сечения

Подсчитываем площади подкрепляющих элементов. К ребрам 2,3,4,5 присоединяем по 1/6 части площадей поперечных сечений соответствующих стенок (чтобы учесть их участие в восприятие изгиба). Что же касается влияния носка, то его роль в восприятии изгиба учитывается только элементом, имеющим номер 6.

Продольное ребро номер 1 является фиктивным, его площадь F1 эф=10-7. Этот элемент необходим в связи с требованиям программы «Крыло – прочность».

;

;

Для вычисления F6 эф умножим приближенно найденную длину дуги 1-6-5 на толщину обшивки носка, равную 0,6 мм.

F6 эф= 1,58 см2

Вычисления толщин сдвиговых элементов осуществляем согласно учебного пособия [5]. Поскольку все элементы крыла выполнены из одного материала, то

,                                                       (2.46)

где коэффициент , учитывающий возможность потери устойчивости от сдвига, берем согласно [2].

.

Массив параметров  состоит из следующих целых констант:

– общее число продольных элементов;

– число полок лонжеронов;

– номер материала поясов лонжеронов;

– номер материала стрингеров;

– номер верхней полки переднего лонжерона;

– номер нижней полки переднего лонжерона;

– номер верхней полки заднего лонжерона;

– номер нижней полки заднего лонжерона.

Массив характеристик расчетного сечения  состоит из следующих L чисел:

МПа– модуль упругости фиктивной диаграммы;

МПа – разрушающее напряжение сжатия (знак минус) для полок лонжеронов;

МПа – разрушающее напряжение сжатия (знак минус) для стрингеров с присоединенной обшивкой в сжатой зоне;

кНм – изгибающий момент, действующий в расчетном сечении, вектор которого направлен вдоль хорды крыла;

кНм – изгибающий момент в расчетном сечении, вектор-момент которого лежит в плоскости сечения крыла и перпендикулярен хорде;

– осевое усилие;

– усилие ;

– усилие ;

– расстояние от стенки переднего лонжеронам до линии действия силы .

Кроме того, исходными данными являются горизонтальные и вертикальные координаты центров тяжести объединенных элементов, площади и редуцированные толщины объединенных элементов.

Получили:

Vashkevich 158v                                  РЕДУЦИР. ТОЛЩИНЫ

OБЩИE ДAHHЫE   M       XI        YI        FI        .0005

.7100E+11     6     .0000     .0000    .0000E+00    .0000

-.3570E+09     4     .3080     .1380    .8970E-04    .0016

-.3570E+09     4    1.0780     .0916    .8900E-04    .0000

.1009E+05     4    1.0780    -.0496    .8750E-04    .0008

.9650E+03     2     .3080    -.2370    .1719E-03    .0008

.0000E+00     5     .1540    -.0718    .1158E-03    .0016

MX= .10090E+05 MY= .96500E+03 NZ= .00000E+00 IX= .89148E-05

IY= .66803E-04 FS= .45001E-03 Итераций-  3

ПОТОКИ КАСАТЕЛЬНЫХ

HАПРЯЖEHИЯ   ГЛАВНЫЕ  ЦЕНTPAЛЬНЫЕ     РЕДУKЦИOНHЫE  УCИЛИЙ

ДEЙСTBИTEЛЬHЫE      Х            y      КOЭФФИЦИЕНТЫ

-.6067E+08   -.5212E+00    .5933E-01     .8124

-.1840E+09   -.2132E+00    .1973E+00     .8124

-.1323E+09    .5568E+00    .1509E+00     .8124

-.2413E+07    .5568E+00    .9732E-02     .8124

.1609E+09   -.2132E+00   -.1777E+00     .8124

.7156E+07   -.3672E+00   -.1247E-01     .8124

Статическая прочность элементов крыла обеспечена.

рАЗДЕЛ 3. Разработка РЫЧАЖНой СИСТЕМы ДЛЯ СТАТИСПЫТАНИЙ самолета.

3.1 Исходные данные для расчета УРС самолета.

Основное внимание уделяется созданию системы нагрузок на крыло. Это достигается с помощью 4-х уровневой системы рычагов, позволяющих с приемлемым уровнем приближенности имитировать нагружение крыла в рассматриваемом расчетном случае. Поскольку    , то все соответствующие силы направлены вверх. Их необходимо уравновесить с помощью сил, приложенных к фюзеляжу, и направленных вниз.

Для реальных условий полета эти силы представляют собой инерционные силы от масс самого фюзеляжа, от масс грузов, расположенных в фюзеляже или прикрепленных к фюзеляжу (рис. 2.16), и от балансировочных сил, приложенных к горизонтальному и вертикальному оперениям. Рассматриваемый расчетный случай V=VD является симметричным, ввиду чего балансировочная сила приложена только к горизонтальному оперению. В массы грузов, прикреплённых к фюзеляжу, следует включить массы носовой и основных стоек, а также ГО и ВО. Масса крыла при этом не учитывается, т.к. массовые силы от конструкции крыла   уже учтены при определении сил, прикладываемых к крылу.

Для выполнения уравновешивания представляем фюзеляж в виде совокупности сосредоточенных грузов. Сам фюзеляж разбиваем на 3 участка, каждый из которых заменяем сосредоточенной массой, расположенной в центре тяжести участка и равной массе участка.

Кроме того, вводятся сосредоточенные массы, соответствующие:

- приборам самолета (25 кг);

- передней стойке шасси (10 кг);

- пилотам или пилоту и пассажиру (по 80 кг);

- багажа (20кг);

- основной стойке шасси (20 кг);

- аккумулятору (15 кг);

-топливному баку (60 кг, если он полностью заполнен);

- двигателю (80 кг);

- ГО + ВО (15 кг);

- 1-ому участку фюзеляжа;

- 2-ому участку фюзеляжа;

- 3-ому участку фюзеляжа.

Рисунок 3.1 – Размещение грузов в фюзеляже.

Массы перечисленных сосредоточенных грузов  и координаты их центров тяжести приведены в табл. 2.6.  Координаты отмеряются от кокиля самолета. Через  обозначены массы сосредоточенных грузов, соответствующие предельно передней центровке, а через  - предельно задней центровке. Эти обозначения вводятся для грузов, которые могут иметь переменные значения. Размещение грузов по длине фюзеляжа показано на рис. 2.17. Для масс пилотов даны среднестатистические значения; для массы топливного бака – максимальное значение.

Таблица 3.1

Значение масс и координаты центров тяжести сосредоточенных грузов массовой модели фюзеляжа

Наименование

Коорд., мм

Масса, кг

Двигатель с винтом

640

90

Передняя ст. шасси

850

15

Комплект приборов

1395

30

Пилоты

2082

160

1-й уч. фюзеляжа

657

40

багаж

3441

50

Осн. стойка шасси

2308

35

Аккумулятор

1100

15

2-й уч. фюзеляжа

2082

50

Топливный бак

3441

90

ГО+ВО

5588

25

3-й уч. фюзеляжа

4164

30

3.2 Построение рычажной системы для фюзеляжа

Сперва построим рычажную систему для инерционных сил. Инерционной называется сила, определяемая из соотношения:

 ,                                                (2.51)

где  – масса сосредоточенного груза,  - вектор ускорения его центра тяжести. После преобразования для проекции инерционные силы на ось Y получаем соотношение:

 ,                                                (2.52)

где  - ускорение центра тяжести груза. Поэтому в каждой точке, где имеется сосредоточенный груз, инерционная сила известна. Задача рычажной системы заключается в том, чтоб привести эту систему грузов к ее равнодействующей.  

Для упрощения рычажной системы объединяем в единый груз следующие грузы:

- двигатель с винтом и 1ую часть фюзеляжа;

- переднюю стойку шасси, комплект приборов и акамулятор;

- топливный бак и багаж;

- летчики, основная стойка шасси и 2ая часть фюзеляжа.

Объединенный груз помещаем в центре тяжести объединяемых грузов.

Находим центры масс грузов и находим их инерционные силы:

 Рисунок 3.2-Инерционные силы объединённых грузов.

Находим центровку самолета ХАЗ-30:

                                           (2.53)

Рисунок 3.3- Центровка самолёта.

Найдем предельно переднее и предельно заднее положение центра тяжести самолёта. Для нахождения этих величин, нужно знать положение грузов относительно центра тяжести самолета. С учетом того, что при полной загрузке  xцентр. тяжести = 1,62м, считаем, что пилоты находятся в близи центра тяжести самолёта. Поэтому предельно переднему положению центра тяжести отвечает отсутствие багажа и полная выработка топлива, предельно заднему  – максимальная масса багажа и максимальная масса топлива.

Напоминаю, что координата Х отмеряется от носка фюзеляжа.

Найдем теперь положение центров тяжести самолёта на средней аэродинамической хорде. В авиации центровкой принято называть взятый в процентах результат деления двух чисел: 1) расстояние от носка профиля крыла до центра тяжести самолёта; 2) длина хорды крыла. Найдем указанные центровки.

Находим усилия в рычагах и подбираем по сортаменту швеллеры для нашей рычажной системы, и при этом учитываем массы рычагов.

Объеденили грузы. Их осталось 6 штук. Соответственно остается 6 инерционных сил Pi .

P1 – соответствует двигателю с винтом и 1ой части фюзеляжа;

P2 – соответствует передней стойки шасси, аккумулятору и приборной доски;

P3 – соответствует летчикам, основной стойке шасси и 2ой части фюзеляжа;

P4 – соответствует топливному баку, багажу;

P5 – соответствует 3ей части фюзеляжа;

P6 – соответствует ГО + ВО.

Вычислим значения Pi :

P1 = (90+40) ∙ 9,81 ∙ 4,25 ∙ 1,5 = 6,567 кН;

P2 = (15+15+30) ∙ 9,81 ∙ 4,25 ∙ 1,5 = 3,126 кН;

P3 = (160+50+35) ∙  9,81 ∙ 4,25 ∙ 1,5 = 13,444 кН;

P4 = (50+90) ∙ 9,81 ∙ 4,25 ∙ 1,5 = 5,025 кН;

P5 = 30 ∙ 9,81 ∙ 4,25 ∙ 1,5 = 1,249 кН;

P6 = 25 ∙9,81 ∙ 4,25  ∙ 1,5= 0,937 кН;

Расположение и значения перечисленных инерционных сил показано на рис. 2.20.

Рисунок 3.4- Расположение и значения перечисленных инерционных сил.

Для системы шести инерционных сил строим 3-ех уровневую рычажную систему, которая позволяет закрепить трос от рычага 3-его уровня к силовому полу и получить на этом тросе равнодействующую данной системы сил. Методика в целом следует учебному пособию [10].

Отличия заключаются в том, что подбираются сечения рычагов, исходя из условия жесткости [7].

                                     (2.54)

где – максимальный изгибный момент, W  момент сопротивления, [σ] – допускаемое напряжение, обеспечивающее не только прочность но и жесткость.

Приведем пример расчета подбора рычагов для рычажной системы по фюзеляжу:

На рис. 2.21 покажем схему действующих сил на рычаг

Рисунок 3.5- Схема действующих сил на рычаг.

Р1 = 6,657 кН;

Р2 = 3,126 кН;

РI3 = Р1 + Р2 = 9,783 кН (без учета веса рычага);

а = 438 мм;

∑МА = 0; Р2 × а – РI3 × с = 0;

d = a – c = 438 – 139,96 = 298,04 мм;

Рисунок 3.6-Изгибающий момент на рычаге.

С обоих концов балки добавляем по 30 мм;

L = a + 60 = 438 + 60 = 498 мм;

L – длинна рычага

По сортаменту находим подходящий уголок.

Уголок ПР – 100 № 63 Wx = WY = 3,904 см3, Ix = IY = 13,781см4,

Н = В = 50 мм, F = 6,11 см2;

Находим массу рычага:

Мрыч = 2 ∙ FL ∙2,7 = 2 ∙6,11 ∙ 0,498 ∙ 2,7 = 16,431 кг = 16,431∙9,81 =  = 0,161 кН;

Находим чистое усилие Р3:

Так как мы тянем фюзеляж вниз, то вес рычага нам помогает. То есть что б найти силу Р3 нам нужно от силы тянущей вниз отнять массу рычага:

Р3 = РI3 – Мрыч = 9,783 – 0,161 = 9,622 кН.

Аналогичную операцию проводим для остальных рычагов всех трех этажей. На рис. 2.23 строим рычажную систему.

Рисунок 3.7- Рычажная система для инерционных сил.

Рисунок 3.8- Рычажная система для инерционных и балансировочных сил.

Вывод: Данная рычажная система позволит нам провести испытания на эксплуатационные и расчетные нагрузки самолета Т-10, не только с инерционными силами, а и с балансировочными.

3.3 Проектирование рычажных систем нагружения самолета.

По эпюре распределенной нагрузки находим нагрузки действующие на каждую нервюру:

Рисунок 3.9- Эпюра распределенной нагрузки.

Находим нагрузки действующие на нервюры:

Рисунок 3.10 -Нагрузки действующие на нервюры по консоли крыла.

Находим центр давления:

Рисунок 3.11- Расположение центра давления крыла.

Аналогично рычажной системы по фюзеляжу, находим усилия в рычагах и подбираем по сортаменту уголки и швеллеры для нашей рычажной системы, и при этом учитываем массы рычагов:

Рисунок 3.12- Рычажная система одной консоли крыла.

Рисунок 3.13- Рычажная система.

Вывод: данная рычажная система позволит нам проверить самолет на эксплуатационные нагрузки, а  так же провести проверку на расчетные нагрузки.

рАЗДЕЛ 4. Обеспечение требований ресурса для расчетного сечения крыла.

4.1.Разработка программы ресурсных испытаний конструкции. Расчет долговечности регулярной зоны крыла по программе ресурсных испытаний.

Применяем программу расчета ресурса крыла самолета с известными значениями нормальных напряжений.

 Вашкевич Е.И.

НАГРУЗКИ ПРИ ПОЛЕТЕ В ТУРБУЛЕНТНОЙ АТМОСФЕРЕ

Перегрузки и усталостное повреждение крыла самолета

ХАЗ-30

Исходные данные

Площадь крыла – 12.4 м2;    Производная Су по углу атаки − 4.550 1/рад;

Взлетный вес −0.65 т ;   Минимальный вес в типовом полете −0.45 т;

Высота  − 2.0 км ;    cкорость крейсерского полета −155 км/час;

Время  набора высоты;    крейсерского полета;   снижения    в часах;

0.10                                 1.50                                     0.10

Кнад= 4.00;   Kэф= 3.40;   Напряжение при ny=1    94.0 МПа;

Параметры режимов полета

            j   Высота   Скорость   Вес     Путь     Время

                  км      км/час     т       км       час

            1     0.4      105     0.65       3      0.01

            2     1.0      119     0.65       3      0.04

            3     1.4      133     0.65       3      0.06

            4     1.8      148     0.65       4      0.09

            5     2.0      155     0.65      58      0.29

            6     2.0      155     0.65      58      0.66

            7     2.0      155     0.65      58      1.04

            8     2.0      155     0.65      58      1.41

            9     1.8      147     0.65       4      1.61

           10     1.3      132     0.65       3      1.64

           11     0.8      116     0.65       3      1.66

           12     0.3      101     0.65       3      1.69

 

Нижняя панель крыла

    Повреждение за один полет для различных скоростей порывов

                         и режимов полета

W                           d[i,j]*1e8

м/сек                   

2.5    18.1  23.7  29.5  35.3 572.3 572.3 572.3 572.3  35.1  28.9  22.7  16.6  

2.8    18.1  24.3  30.9  37.6 615.4 615.4 615.4 615.4  37.4  30.3  23.2  16.4  

3.1    17.8  24.5  31.8  39.4 648.7 648.7 648.7 648.7  39.2  31.1  23.3  16.0  

3.3    17.1  24.2  32.1  40.5 672.5 672.5 672.5 672.5  40.3  31.4  23.0  15.3  

3.6    16.3  23.7  32.1  41.1 687.3 687.3 687.3 687.3  40.9  31.3  22.3  14.4  

3.9    15.3  22.8  31.6  41.2 693.8 693.8 693.8 693.8  40.9  30.7  21.4  13.4  

4.1    14.2  21.8  30.8  40.8 692.9 692.9 692.9 692.9  40.6  29.9  20.4  12.4  

4.4    13.1  20.6  29.7  40.1 685.3 685.3 685.3 685.3  39.8  28.8  19.2  11.3  

4.7    11.9  19.3  28.4  39.0 672.1 672.1 672.1 672.1  38.8  27.5  17.9  10.2  

4.9    10.8  17.9  27.0  37.7 654.1 654.1 654.1 654.1  37.4  26.1  16.6   9.2  

5.2     9.7  16.5  25.4  36.2 632.3 632.3 632.3 632.3  35.9  24.6  15.3   8.2  

Повреждение за типовой полет по режимам полета

    j     1     2     3     4     5     6     7     8     9    10    11    12     

 dj*1e7  31.7  48.1  70.0  97.91714.01714.01714.01714.0  97.2  67.8  44.9  28.0  

    Максимально повреждающая скорость порыва для всех режимов полета

                и соответствующее приращение перегрузки

                      3.86 м/сек          0.58

Максимально повреждающий режим полета

высота    скорость полета     вес самолета   повреждение за режим

2.00км       155 км/час            0.65т          1.71E-0004

Параметры цикла ЗВЗ

  перегрузка     максимальное и минимальное напряжения цикла

     2.12         199.7 МПа        -47.0 МПа

Повреждение за полет

      спектр              цикл ЗВЗ             суммарное

  dc= 7.342E-0004     dzvz= 1.707E-0004    Dpol= 9.049E-0004

 Параметры интегрального превышения приращений перегрузок за один полет,

дальность полета

     c= 0.194       Fo=178.67                  L=  258 км

 Kоэффициент надежности, эффективный коэффициент концентрации напряжений

                Nнадежн= 4.0        Kэф= 3.40

   Ресурс элемента конструкции, напряжение в элементе при перегрузке ny=1,

директивное расчетное напряжение, обеспечивающее при проектировании

                        рассчитанный ресурс

       Tres=   276 полетов        Sn1= 94.0 МПа      Sдир= 352.5 Мпа

4.2. Усиление сечения крыла с целью обеспечения проектного ресурса

Перепроектируем сечение под заданный ресурс (5000 полетов)

Для этого вместо подставляем . Получаем:

Получим:

Вашкевич Е.И.                                 РЕДУЦИР. ТОЛЩИНЫ

OБЩИE ДAHHЫE   M       XI        YI        FI        .0013

.7200E+11     6     .0000     .0000    .0000E+00    .0000

-.3180E+10     4     .1630     .1027    .1077E-03    .0043

-.3180E+10     4     .9550     .0750    .8130E-04    .0010

.3800E+04     4     .9550    -.0410    .2470E-03    .0021

.4620E+03     2     .1630    -.0553    .4480E-03    .0021

-.1358E+05     5     .0819    -.0450    .1000E-03    .0043

MX= .38087E+04 MY= .38353E+03 NZ=-.13580E+05 IX= .21540E-04

IY= .10145E-02 FS= .70219E-02 Итераций-  2

ПОТОКИ КАСАТЕЛЬНЫХ

HАПРЯЖEHИЯ   ГЛАВНЫЕ  ЦЕНTPAЛЬНЫЕ     РЕДУKЦИOНHЫE  УCИЛИЙ

ДEЙСTBИTEЛЬHЫE      Х            y      КOЭФФИЦИЕНТЫ  .3218E+06

-.5436E+08   -.4185E+00    .3125E-01    7.1364      .8511E+02

-.1792E+09   -.2534E+00    .1306E+00    7.1364      .1046E+05

-.1215E+09    .5379E+00    .8653E-01    7.1364     -.8307E+03

.2479E+08    .5355E+00   -.2944E-01    7.1364      .3240E+06

.2008E+08   -.2566E+00   -.2740E-01    7.1364      .3218E+06

.4762E+07   -.3375E+00   -.1543E-01    7.1364      .3428E+06

Равнодействующие нормальных напряжений:

MX= .38087E+04 MY= .38353E+03 NZ=-.13580E+05

4.3. Расчет нормальных и касательных напряжений в усиленном крыле при эксплуатационных нагрузках.

Подставим новое полученное напряжение в программу расчета на ресурс.

НАГРУЗКИ ПРИ ПОЛЕТЕ В ТУРБУЛЕНТНОЙ АТМОСФЕРЕ

           Перегрузки и усталостное повреждение крыла самолета                 1

  Исходные данные

Площадь крыла   12.4 м2    Производная Су по углу атаки   4.550 1/рад

Взлетный вес   0.63 т    Минимальный вес в типовом полете    0.45 т

Высота        2.0 км     cкорость крейсерского полета    155 км/час

Время  набора высоты,    крейсерского полета,   снижения    в часах

          0.10                2.00               0.10

Кнад= 4.00   Kэф= 3.40   Напряжение при ny=1    45.0 МПа

Параметры режимов полета

j   Высота   Скорость   Вес     Путь     Время

км      км/час     т       км       час

1     0.4      105     0.65       3      0.01

2     1.0      119     0. 65       3      0.04

3     1.4      133     0.65       3      0.06

4     1.8      148     0.65       4      0.09

5     2.0      155     0.65      78      0.35

6     2.0      155     0.65      78      0.85

7     2.0      155     0.65      78      1.35

8     2.0      155     0.65      78      1.85

9     1.8      147     0.65       4      2.11

10     1.3      132     0.65       3      2.14

11     0.8      116     0.65       3      2.16

12     0.3      101     0.65       3      2.19

Нижняя панель крыла

  Повреждение за один полет для различных скоростей порывов

                         и режимов полета

W                           d[i,j]*1e8

м/сек

2.7     0.8   1.0   1.3   1.6  35.1  35.1  35.1  35.1   1.6   1.3   1.0   0.7

3.0     0.8   1.1   1.4   1.7  37.1  37.1  37.1  37.1   1.7   1.3   1.0   0.7

3.3     0.8   1.1   1.4   1.7  38.6  38.6  38.6  38.6   1.7   1.4   1.0   0.7

3.5     0.7   1.0   1.4   1.8  39.6  39.6  39.6  39.6   1.8   1.4   1.0   0.6

3.8     0.7   1.0   1.4   1.8  40.2  40.2  40.2  40.2   1.8   1.3   0.9   0.6

4.0     0.6   1.0   1.4   1.8  40.3  40.3  40.3  40.3   1.8   1.3   0.9   0.6

4.3     0.6   0.9   1.3   1.8  40.0  40.0  40.0  40.0   1.7   1.3   0.9   0.5

4.6     0.5   0.9   1.3   1.7  39.4  39.4  39.4  39.4   1.7   1.2   0.8   0.5

4.8     0.5   0.8   1.2   1.7  38.5  38.5  38.5  38.5   1.7   1.2   0.7   0.4

5.1     0.4   0.7   1.1   1.6  37.4  37.4  37.4  37.4   1.6   1.1   0.7   0.4

5.3     0.4   0.7   1.1   1.5  36.0  36.0  36.0  36.0   1.5   1.0   0.6   0.3

         Повреждение за типовой полет по режимам полета

  j     1     2     3     4     5     6     7     8     9    10    11    12     

dj*1e7   1.4   2.1   3.1   4.3  99.6  99.6  99.6  99.6   4.2   3.0   2.0   1.2  

    Максимально повреждающая скорость порыва для всех режимов полета

                и соответствующее приращение перегрузки

                      4.03 м/сек          0.62

              Максимально повреждающий режим полета

высота    скорость полета     вес самолета   повреждение за режим

2.00км       155 км/час            0.65т          9.96E-0006

                      Параметры цикла ЗВЗ

  перегрузка     максимальное и минимальное напряжения цикла

     2.21          99.5 МПа        -22.5 МПа

                     Повреждение за полет

      спектр              цикл ЗВЗ             суммарное

dc= 4.198E-0005     dzvz= 7.774E-0006    Dpol= 4.976E-0005

Параметры интегрального превышения приращений перегрузок за один полет,

дальность полета

     c= 0.197       Fo=234.91                  L=  335 км

Kоэффициент надежности, эффективный коэффициент концентрации напряжений

                Nнадежн= 4.0        Kэф= 3.40

Ресурс элемента конструкции, напряжение в элементе при перегрузке ny=1,

директивное расчетное напряжение, обеспечивающее при проектировании

                        рассчитанный ресурс

     Tres=  5025 полетов        Sn1= 45.0 МПа      Sдир= 168.8 МПа

4.4 Разработка программы ресурсных испытаний конструкции. Расчет долговечности регулярной зоны крыла по программе ресурсных испытаний.

По результатам расчета ресурса по профилю типового полета (RESURS.exe)  определены:

1)Приращение перегрузки соответствующей максимально повреждающей скорости порыва, для всех режимов полета();

2) повреждение за полет, от спектра случайных нагрузок (dc);

3) повреждение за полет от цикла (dZVZ);

4) максимальная перегрузка цикла ЗВЗ ();

5) максимальная перегрузка цикла ЗВЗ зависит от данных конкретного самолета, в частности амортизационной системы, аэродромов(на которых производится эксплуатация: бетонные, грунтовые,….). По этому в качестве минимального значения примем осредненную статистическую величину ( );

Так же по статистике, принимаем на наземном режиме, амплитуду перегрузки 0,15 и число циклов повторения n1=10.

В таком случае программа испытаний в перегрузках может быть представлена в виде (рис.3.2):

Рисунок 4.1-Программа испытаний в перегрузках.

Определим число циклов повторения перегрузки на 2ой ступени, из условия совпадения усталостного повреждения от полетного спектра случайных нагрузок (dc) и повреждения на 2ой ступени блока ресурсных испытаний:

- эквивалентное напряжение на 2-ой ступени по формуле Оддинга составит:

- число циклов регулярного нагружения до разрушения с эквивалентными напряжениями на 2-ой ступени:

-число циклов нагружения на 2-ой ступени в блоке составит:

Получаем программу испытаний(рис.1):

Рисунок 4.2-Блок программного нагружения для растянутой панели.

4.5 Расчет долговечности регулярных зон крыла самолета.

Способ №1

Эквивалентные напряжения определяются по формуле:

Для цикла ЗВЗ:

Число циклов нагружения:

Найдем число циклов нагружения до разрушения с параметрами цикла ЗВЗ:

Число блоков (типовых полетов) до разрушения элементов конструкции:

Ресурс конструкции в числе типовых полетов составит:

Способ №2:

Число блоков (типовых полетов) до разрушения элементов конструкции:

Ресурс конструкции в числе типовых полетов составит:

Число циклов до разрушения:

Суммарное повреждение за типовой полет равно:

Для сжатой зоны крыла:

Рисунок 4.3-Блок программного нагружения для сжатой панели.

Эквивалентные нагружения:

Число блоков (типовых полетов) до разрушения элементов конструкции:

Ресурс конструкции в числе типовых полетов составит:

Вывод: ресурс растянутой и сжатой зон крыла получился больше заданного.

РАЗДЕЛ 5. Заявка в Госавиаслужбу Украины на получение

Сертификата типа очень  легкого самолета ХАЗ-30.

5.1 Подача заявки на получение Сертификата типа очень легкого самолета.

В случае, если воздушное судно не принадлежит к транспортной категории, заявка на получения сертификата типа воздушного судна или его компонентов подается только в Госавиаслужбу Украины (ГАСУ). Заявку подает Разработчик образца авиационной техники (дальше - Заявитель).

Заявки  составляются  по  форме,  которая определена ГАСУ.

Заявка на получение Сертификата типа очень легкого самолета должна сопровождаться:

(а) спецификацией образца, которая должна содержать короткое техническое описание, принципиальные схемы систем, основные характеристики, а также ожидаемые условия эксплуатации и ограничения, в диапазоне которых будет сертифицирован образец;

(б) планом-проспектом сертификационного базиса образца, который должен содержать перечень глав, разделов и пунктов Авиационных правил (норм летной пригодности) JAR-VLA, которые распространяются на этот образец;

(в) планом-проспектом специальных технических условий, которые касаются его летной пригодности;

(г) планом-проспектом  требований по защите окружающей среды от воздействия сертифицируемого самолета .

Заявка на получение Сертификата типа воздушного судна должна также   содержать  изображение воздушного судна в трех проекциях.

Заявка на получение Сертификата типа воздушного судна транспортной категории действительная на срок не больше 5 лет, а на получение Сертификата, типа любого другого воздушного судна, авиационного маршевого и вспомогательного двигателей и воздушного винта, - на срок не более 3 годов, если одновременно с подачей заявки Заявитель не обосновал, что нужен больший срок на проектирование, доведение и испытание создаваемого им образца, и этот срок был утвержден ГАСУ, о чем сообщается Заявителю.

Если Сертификат типа не был выдан или если Заявитель убеждается в том, что Сертификат типа не будет им получен в течение срока действия заявки, то Заявитель должен подать в ГАСУ новую заявку на получение Сертификата типа с учетом пунктов 1.3.1 и 1.3.2.»

5.2 Спецификация самолета ХАЗ-30.

5.2.1 Краткое техническое описание.

Очень легкий самолет ХАЗ-30 представляет собой подкосный моноплан с верхним расположением крыла, неубирающимся шасси, тормозными колесами основных стоек и свободно-ориентированным передним колесом, и одним поршневым двигателем с толкающим винтом. Фюзеляж имеет место для размещения пассажиров и багажа.

Таблица 5.1

Основные ТТХ

Взлётная масса

630 кг

Крейсерская скорость (индик.)

145 км/час

Скорость сваливания (индик.)

17,2 м/с

Практический потолок

4 км

Посадочная скорость

60 км/час

Взлётная скорость

55 км/час

Запас топлива

40

Скороподъёмность

3 м/с

Количество людей на борту

2

Дальность полета

400 км

Мощность двигателя

100 л.с.

Максимальная дальность

(40 л топлива, штиль )

400 км

Максимальная продолжитель-

ность   (40 л топлива)

4,5 ч

Эскизный проект самолета в трех проекциях представлен на рис. 5.1.

5.2.2 Принципиальные схемы систем самолета

Данный параграф излагается согласно схеме, приведенной на рис.5.2. Именно в такой последовательности Госавиаслужба Украины рассмотрит доказательную документацию [5, 7].

Рисунок 5.1 − Три проекции эскизного проекта самолета ХАЗ-30.

1. Система управления

2. Шасси

3. Гидравлическая

система

4. Силовая

установка

6. Противопожарная защита

6. Система кондиционирования

7. Кислородное

оборудование

8. Противообледенительная защита

9. Кабина экипажа

10. Конструкция

планера

11. Аварийно-спасательное

оборудование. Аварийное

покидание

12. Пассажирские и  грузовые кабины

13. Защита от молнии

16. Светотехническое оборудование

16. Радиосвязное

оборудование

17. Пилотажно-навигаци-онное оборудование

18. Радиотехническое

оборудование

19. Бортовые

самописцы

14. Система элект-

роснабжения

 

Рисунок 5.2 − Последовательность описания  принципиальных схем самолета ХАЗ-30.

(а) Система управления

Руль высоты

Применяется рукоятка управления с тросовой проводкой от кабины и до руля высоты,  который находится  в кормовой части фюзеляжа (рис. 6.3). Рисунок представляет вид сбоку.

На рис. 6.3  через , , обозначены неподвижные оси вращения :

-   рукоятки пилота в плоскости YOX самолета;

-   пары колесиков расположенных вблизи хвостового оперения. На рисунке эти колесики условно разнесены;

-  – рычага, неподвижно скрепленного с рулем высоты.

Через и обозначены узлы крепления тросиков с рукояткой; через и  направляющие ролики; через и  узлы крепления тросиков с рычагом, имеющим ось вращения .

Рисунок 5.3 − Принципиальная схема руля высоты.

Руль направления

Применяются педали, тросовая проводка от кабины и до руля направления, вращающегося относительно киля (рис. 6.4). На схеме дан вид сверху.

На рис. 6.4  через , , обозначены неподвижные оси вращения:

-   – рычага, на концах которого расположены педали;

- – рычага, на котором неподвижно закреплен руль направления. Ось вращения находится на киле.

Через и обозначены узлы крепления тросиков с рычагом, содержащим педали. Через ,  обозначены узлы крепления тросиков с рычагом, имеющим ось вращения . Через и обозначены направляющие, расположенные на фюзеляже.

Рисунок 5.4 − Принципиальная схема руля направления.

Элероны

Рукоятка управления вращает вал идущий внутри фюзеляжной балки, вал натягивает в одну или в другую сторону тросовую проводку прикреплённую к рычагам на левом и правом элеронах (рис. 6.6.).

На рис. 6.5  через , …, обозначены неподвижные оси вращения:

- – ручки управления (управление элеронами);

- , – направляющих роликов для троса, с помощью которого происходит отклонение элеронов. Ролики находятся на фюзеляже;

- , – аналогичных направляющих роликов для троса, но находящихся вблизи верхней поверхности крыла;

- , – направляющих роликов для троса, которые находятся вблизи верхней поверхности крыла, оси вращения которых расположены горизонтально;

- , – оси вращения качалок, преобразующих движение относительно оси в движение относительно оси ;

- , – оси вращения элеронов относительно консолей крыла;

- , – оси вращения качалок относительно элеронов.

Цифры на рис. 6.6 означают;

1 – рукоятка управления;

2 – сплошной трос;

3 – направляющие ролики;

4  правый элерон.

1

3

4

2

 

Рисунок 5.5 − Принципиальная схема управления элеронами.

Закрылки

Используется рычаг с тремя фиксированными положениями. Расположен рычаг сверху кабины. Снимается защелка – рычаг отклоняется вниз и закрылки принимают взлётное (меньшее отклонение) или посадочное (большее отклонение) положение (рис. 5.4.).

-   – ось вращения ручки управления закрылками;

-   – шарнир крепления с тягой ;

-   – шарнир крепления с диском;

-   – ось вращения дисков и цилиндра;

-   – шарнир крепления толкателя к диску;

-   – шарнир крепления левого толкателя к левому закрылку;

-   – ось вращения левого закрылка;

-   – шарнир крепления правого толкателя к правому диску;

-   – шарнир крепления правого толкателя к правому закрылку;

-   – ось вращения правого закрылка.

Вид сбоку со стороны правой консоли

Вид сбоку со стороны левой консоли

Принципиальная схема передачи движения между консолями

Рисунок 5.6- Принципиальная схема управления закрылками.

Ручка управления

Рисунок 5.7-Принципиальная схема ручки управления (начало).

1-сечение фюзеляжа

2-вал 1

3-тяга

4-подшипники

5-пластина шпангоута

6-накладки узла С

7-болты

8, 9-трубы рычага управления

10-накладки узла Е

11-вал 2

12-трос-тяга элеронов

13-качалки тросов руля высоты

14-качалки тросов руля высоты

Рисунок 5.7-Принципиальная схема ручки управления (окончание).

Управления тягой (мощностью) двигателя

Управление мощностью двигателя осуществляется с помощью дроссельной заслонки, расположенной на карбюраторе (рис. 6.6.). Заслонка уменьшает или увеличивает поток воздуха, поступаемого в карбюратор через воздухозаборное отверстие. Последнее размещено в верхней части кабины за двигателем в потоке воздуха.

Рисунок 5.8 − Принципиальная схема управления мощностью двигателя.

Цифрой 1 на рис. 6.7 обозначена рукоятка, с помощью которой пилот регулирует силу тяги. Рукоятка перемещается в плоскости хОу вокруг шарнира с осью вращения . Согласно указаниям Норм летной годности [АП-25] при движении рукоятки вперед тяга должна возрастать, при движении назад  падать. Кроме того, нужно учесть, что передача движения осуществляется с помощью тросов.

При движении рукоятки вперед натягивается и перемещается вперед трос, обозначенный на рис. 6.7 цифрой 2. Это движение должно передаваться на дроссельную заслонку карбюратора так, что сечение воздухозаборного отверстия увеличивается, и тяга двигателя соответствующим образом возрастает.

При движении рукоятки назад натягивается и перемещается вперед трос, обозначенный на рис. 6.7 цифрой 3. Это движение следует передавать на дроссельную заслонку карбюратора так, чтобы сечение воздухозаборного отверстия уменьшилось. Тяга двигателя при этом также понижается.

Управление тормозами

Является гидравлическим и дифференциальным (позволяет затормаживать либо левое, либо правое колесо основных стоек). Устройство системы управления полностью соответствует тормозной системе легкового автомобиля. Схема приведена на рис. 6.8. Левое колесо тормозится с помощью левой педали, правое – с помощью правой педали.

При этом после посадки пилот подсоединяет к педалям тросики, идущие к двум гидроцилиндрам. При нажатии на левую педаль в левый гидроцилиндр внедряется круглый стержень, что повышает давление в цилиндре. Чем сильнее пилот давит на педаль, тем сильнее повышается давление. С помощью трубопровода давление передается на тормозную колодку, которая прижимается к ободу левого колеса.

После того, как пилот прекращает давить на левую педаль, левое колесо растормаживается. Стержень выдавливается из гидроцилиндра, а пружина оттягивает тормозную поверхность от обода.

Торможение правого колеса осуществляется аналогичным образом.

Передача усилия на тормозную колодку корпуса левого (правого колеса. Торможение левого (правого) колеса)

Нажатие пилота после посадки на левую (правую) педаль

Вхождение в левый (правый) гидроцилиндр круглого стержня, повышающего давление в цилиндре

Рисунок 5.9 − Принципиальная схема управление.

(б) Шасси

Носовая стойка

Стойка содержит саморегулируемое нетормозное колесо со щитками для предохранения от грязи (рис.6.9.). Саморегуляция осуществляется с помощью шарнира, имеющего вертикальную ось вращения. Шарнир расположен в начале фюзеляжа.

Рисунок 5.10 − Принципиальная схема носовой стойки  шасси.

Основные стойки шасси

Используются стойки рессорного типа, тормозные, каждая стойка имеет свое приспособление для торможения. Стойки не убираются в полете. Каждая стойка представляет консоль, которая крепится к фюзеляжу с помощью проушины, в которую вставляется ось, жестко прикрепленная к фюзеляжу (рис. 6.10). Материал консоли – стеклопластик.

Рисунок 5.11 − Принципиальная схема основной стойки  шасси.

(в) Гидравлическая система

Представлена двумя гидроцилиндрами и трубопроводами тормозной системы основных стоек шасси.

(г) Силовая установка

Состоит из двигателя, воздушного винта толкающего типа, топливного и масляного баков, фильтров, аккумулятора, трубопроводов. Двигатель Rotax 912 с мощностью 100 л.с. расположен сзади кабины. Запас топлива – 40 л. Использован винт переставного шага ВШ-2 «Дончак» или аналогичный. Способ охлаждения – воздушный. Принципиальная схема представлена на рис 6.11.

Рисунок 5.12 − Принципиальная схема силовой.

(д) Противопожарная защита.

Предусмотрен  один пенный огнетушитель, имеющий обьем огнегасящей смеси, равный 2 л. Расположен в кабине возле второго кресла.

(е) Система кондиционирования.

В базовой комплектации самолета кабина не герметична, не отапливаемая. Иными словами, система кондиционирования отсутствует.

(ж) Кислородное оборудование.

Кислородное оборудование отсутствует.

(з) Противообледенительная защита.

Противообледенительная защита отсутствует.

(и) Кабина экипажа

Кабина экипажа негерметична, в базовой компоновке не отапливается. Пилоты сидят тандемом или пилот и пассажир. Органы управления расположены перед пилотом на переднем сидении. Перед каждым креслом имеется приборная панель. Средства фиксации пилотов входят в конструкцию кресел. Фонарь не отбрасываемый, вход к каждому креслу через переднюю и заднюю  двери. Для входа имеется ступенька на каждую дверь.

Обзоры вперед и по бокам обеспечивается остеклением, выполненным из оргстекла. Перемещение людей в процессе полёта не предусмотрено.

(к) Конструкция планера.

Крыло – двухлонжеронное с металлическим носком и обшивкой из пекля. Тканевую обшивку имеют также закрылки и элероны. Материал носка – сплав Д16Т, из этого же сплава выполнены лонжероны, наружные подкосы крыла, контурподкосы крыла, а также нервюры крыла. Пояса лонжеронов изготовлены из стандартных уголковых профилей. Стенки лонжеронов и нервюры представляют собой листовую штамповку. К стенкам лонжерона прикреплены ребра жёсткости. Стенки нервюр имеют облегчающие отверстия и отбортовки.

Между нервюрами крыла расположены внутренние подкосы трубчатого поперечного сечения, благодаря которому крыло в своей плоскости представляет ферму (рис. 6.12).

Рисунок 5.13 − Схема несущей конструкции.

Наружные подкосы представляют из себя трубы обтекаемой в продольном направлении формы. Чтобы повысить их устойчивость на сжатие при отрицательной перегрузке, предусмотрены контрподкосы. Наружные подкосы крепятся к консолям и фюзеляжу с помощью узлов, представляющих цилиндрические шарниры.

Фюзеляж – тонкостенная балка с прямоугольным сечением, имеющим попеременные размеры (рис. 5.11). В продольном направлении балка подкреплена стандартными профилями, в поперечном – коробчатыми шпангоутами.

Рисунок 5.14-Схема поперечного сечения фюзеляжа.

Материал – сплав Д16Т. Из него же выполнены коробчатые шпангоуты.  Объемы внутри фюзеляжа не предназначены для размещения, каких либо грузов, а следовательно предназначения фюзеляжа – собрать воедино все агрегаты самолета.

Киль и представляет собой подкосную ферму, полученную из трубчатых элементов соединенных в узлах с помощью косынок и заклёпок. Стабилизатор – ферменная конструкция, выполненная из трубчатых элементов. Стойки фермы параллельны. Соединение элементов в узлах осуществляется с помощью косынок и заклёпок.

Рисунок 5.15- Боковая проекция киля.

Рисунок 5.16-Руль направления.

Обшивка обоих агрегатов является тканевой.

(л) Аварийно-спасательное оборудование, аварийное покидание

В полёте при аварийной ситуации использование парашютов не предусмотрено. При заклинивании двери нужно выдернуть ее с петель. Аварийными люками служат двери.

(м) Пассажирская и грузовая кабины

Пассажирская и грузовая кабины в самолете не предусмотрены.

(н) Защита от молнии

Полеты самолета в грозовую погоду запрещены. Самолет должен быть обязательно заземлен. Рекомендуется на стоянке иметь мачту (громоотвод).

(о) Система электроснабжения

На самолете имеется аккумулятор емкостью 60А.Ч. Обеспечивает питание системы зажигания двигателя, радиостанции приборов, использующие электричество, посадочную фару. Имеется генератор постоянного тока мощностью 60Вт, подзаряжающий  аккумулятор во время полета.

(п) Светотехническое оборудование

К такому оборудованию относятся лампа в кабине и посадочная фара.

(р) Радиотехническое оборудование

Представлено радиостанцией, работающей на УКВ.

(с) Пилотное и навигационное оборудование

К указанному оборудованию относятся компас, авиагоризонт, высотометр, указатель скорости (ПВД).

(т) Бортовые самописцы

Данные приборы не предусмотрены.

(у) Шум

На местности и эмиссия вредных веществ соответствует  АП 34 и АП 36 (их разделам соответствует ОЛС).

(ф) Требования СБ по которым, установлено эквивалентное соответствие отсутствует  

(х) Специальные технические условия.

По желанию заказчика, может быть установлена система спасения самолета с экипажем.

5.2.3 Ожидаемые условия эксплуатации.

В стандартной комплектации самолет используется только при температуре воздуха не ниже  +10С в светлое время суток.

Должно быть обеспечено условия визуальной навигации.  Предусмотрена эксплуатация с травяных, песчаных, а также с искусственных покрытий. Применение самолета с лыжами и посадка на воду не предусмотрено.

Предусматривается следующие виды использования самолета: наблюдение с воздуха, воздушные прогулки, транспортировка больных, а также одного  пассажира.

Разрешается использовать при температуре до 40 градусов Цельсия.

Не предусмотрено полеты над большими водными акваториями (ориентирование на местности затруднено).

Использование самолета на высокогорье не предусмотрено.

Предусмотрено хранение в ангаре.

Предусмотрена эксплуатация только пилотами, которые по параметрам своего роста могут поместиться в кабину. Аналогичное требование применяется к пассажирам.

5.2.4 Эксплуатационные ограничения.

а) Условия эксплуатации и виды полетов.

Разрешена эксплуатация в любых подходящих районах северного и южного полушария до 70-й широты при надлежащих температуре воздуха и метеоусловиях.

Запрещаются:

- полеты над местностях с затрудненной визуальной ориентацией (морские просторы, большие лесные массивы, пустыни);

- вылет в зону прогнозируемых ливневых осадков;

- приближение к опасным метеообразованиям на расстояние, меньшее чем 20 км;

- ночные полеты;

- видимость на полосе при посадке не должна быть ниже, чем 800 м;

- посадка в директорном режиме (не обеспечена) ;

 минимальная высота, с которой можно уйти на 2-ой круг – 30 м.

б) Высота аэродрома и полета, температура и влажность наружного воздуха:

высота аэродрома над уровнем моря – 1 км;

крейсерская высота полета – 2000 м;

допустимая температура наружного воздуха от  +10о  С  до  +40о С;

допустимая влажность наружного воздуха до 90 % при температуре +35оС.

в) Допустимые скорости ветра:

максимальная допустимая скорость ветра при посадке и рулежке    10 м/с;

максимально допустимая скорость встречного ветра при взлёте и

посадке – 14 м/с;

максимально допустимая скорость попутного ветра при посадке – 5 м/с;

боковая составляющая скорости ветра зависит от состояния ВПП и коэффициента сцепления на полосе: (максимальное значение в 10 м/с соответствует искусственной ВПП с µ>0,6 и песчаным, грунтовым ВПП без дернового покрова; минимальное значение в 5 м/с – грунтовому ВПП с грунтовым покрытием).

г) Класс и категории аэродромов.

Самолет может использовать все аэродромы кроме ледовых, снежных и галечных.

д) Допустимое состояние поверхности ВПП.

для ВПП с искусственным покрытием допустимо любое состояние поверхности (сухая, влажная, мокрая)  при коэффициенте сцепления µ≥0,3.

е) Максимальная посадочная масса допускается равной взлётной.

ж) Общие взлётные и полетные ограничения:

допустимые центровки: а) предельно передняя – 20 % САХ; б) предельно задняя – 23,2% САХ;

максимальная допустимая скорость при взлётной конфигурации  70% от ;

максимально допустимая скорость при посадке  60% от ;

максимальная эксплуатационная перегрузка – 4,3;

минимальная эксплуатационная перегрузка – (-2,2);

-допустимые углы крена и посадки. Максимальный угол крена не должен превышать 60о. Максимальный угол крена в турбулентной атмосфере - 30о;

-максимальный угол атаки при взлёте - 15о. При посадке - 13о;

-минимальный режим работы двигателя – малый газ (68% от максимальной тяги взлётной);

з) Запрещается:

- открытие двери кабины в полете;

- курение в полете.

5.3. План проспект сертификационного базиса самолета ХАЗ-30.

План проспект содержит перечень разделов, параграфов, подразделов, пунктов норм летной годности JAR-VLA, которые распространяются на тип самолета ХАЗ-30 [9].

5.3.1. Раздел В «ПОЛЕТ».

Подраздел ОБЩИЕ ПОЛОЖЕНИЯ:

- JAR-VLA 21. Доказательство соответствия;

- JAR-VLA 23. ограничения по распределению нагрузки;

-JAR-VLA 26. Весовые ограничения;

-JAR-VLA 29. Вес пустого самолета и соответствующая центровка;

-JAR-VLA 33. Пределы частоты вращения и шага воздушного винта(п.(а),(б));

Подраздел ЛЕТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ:

-JAR-VLA 46. Общие положения;

-JAR-VLA 49. Скорость сваливания;

-JAR-VLA 51. Взлет;

-JAR-VLA 66. Набор высоты;

-JAR-VLA 76. Посадка;

-JAR-VLA 77. Уход на второй круг;

Подраздел ПИЛОТАЖНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ:

-JAR-VLA 141. Общие положения;

Подраздел УПРАВЛЯЕМОСТЬ И МАНЕВРЕННОСТЬ:

-JAR-VLA 143. Общие положения;

-JAR-VLA 146. Продольное управление;

-JAR-VLA 153. Управление при посадке;

-JAR-VLA 156. Усилия управления рулем высоты при маневрах;

-JAR-VLA 157. Угловая скорость крена;

Подраздел БАЛАНСИРОВКА:

-JAR-VLA 161. Балансировка;

Подраздел УСТОЙЧИВОСТЬ:

-JAR-VLA 171. Общие положения;

-JAR-VLA 173. Статическая продольная устойчивость;

-JAR-VLA 176. Демонстрация статической продольной устойчивости;

-JAR-VLA 181. Динамическая устойчивость;

Подраздел РЕЖИМЫ СВАЛИВАНИЯ:

-JAR-VLA 201. Сваливание в полете без крена;

-JAR-VLA 203. Сваливание в криволинейном полете и динамическое сваливание;

-JAR-VLA 207. Предупреждение о приближении сваливания;

Подраздел РЕЖИМЫ ШТОПОРА:

-JAR-VLA 221. Режим штопора(п.(а));

Подраздел ХАРАКТЕРИСТИКИ УПРАВЛЯЕМОСТИ НА ЗЕМЛЕ:

-JAR-VLA 231. Продольная устойчивость и управляемость (п.(а));

-JAR-VLA 233. Путевая устойчивость и управляемость;

-JAR-VLA 233. Путевая устойчивость и управляемость;

-JAR-VLA 236. Условия руления;

-JAR-VLA 239. Брызгообразование;

Подраздел РАЗЛИЧНЫЕ ЛЕТНЫЕ ТРЕБОВАНИЯ:

-JAR-VLA 251. Вибрация и бафтинг;

5.3.2. Раздел С «ПРОЧНОСТЬ».

Подраздел ОБЩИЕ ПОЛОЖЕНИЯ:

-JAR-VLA 301. Нагрузки;

-JAR-VLA 303. Коэффициент безопасности;

-JAR-VLA 306. Прочность и деформация;

-JAR-VLA 307. Доказательства прочности;

Подраздел ПОЛЕТНЫЕ НАГРУЗКИ:

-JAR-VLA 321. Общие положения;

-JAR-VLA 331. Условия симметричного полета;

-JAR-VLA 333. Границы допустимых скоростей и перегрузок;

-JAR-VLA 336. Расчетные воздушные скорости;

-JAR-VLA 337. Эксплуатационные маневренные перегрузки;

-JAR-VLA 341. Перегрузки при полете в неспокойном воздухе;

-JAR-VLA 346. Устройства для увеличения подъемной силы;

-JAR-VLA 349. Случай крена;

-JAR-VLA 351. Случай скольжения;

-JAR-VLA 361. Крутящий момент двигателя(п.(а)(б1іі))

Подраздел НАГРУЗКИ НА ПОВЕРХНОСТИ И СИСТЕМУ УПРАВЛЕНИЯ:

-JAR-VLA 391. Нагрузки на поверхности управления;

-JAR-VLA 396. Нагрузки на системы управления;

-JAR-VLA 397. Эксплуатационные усилия и моменты управления;

-JAR-VLA 406. Вспомогательная система управления;

-JAR-VLA 416. Случаи порыва ветра на земле;

Подраздел ПОВЕРХНОСТИ ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ОПЕРЕНИЯ:

- JAR-VLA 421. Балансировочные нагрузки;

- JAR-VLA 423. Маневренные нагрузки;

- JAR-VLA 426. Нагрузки от воздушных порывов;

Подраздел ПОВЕРХНОСТИ ВЕРТИКАЛЬНОГО ОПЕРЕНИЯ:

-JAR-VLA 441. Маневренные нагрузки;

- JAR-VLA 443. Нагрузки от воздушных порывов;

ДОПОЛНИТЕЛЬНЫЕ УСЛОВИЯ

Подраздел ПОВЕРХНОСТЕЙ ХВОСТОВОГО ОПЕРЕНИЯ:

- JAR-VLA 447. Смешанные нагрузки на поверхности оперения;

Подраздел ЭЛЕРОНЫ, ЗАКРЫЛКИ И СПЕЦИАЛЬНЫЕ УСТРОЙСТВА:

- JAR-VLA 456. Элероны;

- JAR-VLA 457. Закрылки;

Подраздел НАЗЕМНЫЕ НАГРУЗКИ:

- JAR-VLA 471. Общие положения;

- JAR-VLA 473. Условия нагружения на земле и основные предположения;

- JAR-VLA 477 Схемы шасси;

- JAR-VLA 479 Условия горизонтальной посадки (п.(а, 2, іі)(b));

- JAR-VLA 483 Условия посадки на одно колесо;

- JAR-VLA 485 Условия действия боковой нагрузки;

- JAR-VLA 493. Условия качения с торможением;

- JAR-VLA 499. Дополнительные условия для носовых колес;

Подраздел СЛУЧАИ АВАРИЙНОЙ ПОСАДКИ:

-JAR-VLA 561. Общие положения;

Подраздел ОЦЕНКА УСТАЛОСТНОЙ ПРОЧНОСТИ:

- JAR-VLA 572. Части конструкции, являющиеся критическими с точки зрения безопасности;

5.3.3. Раздел D «ПРОЕКТИРОВАНИЕ И КОНСТРУКЦИЯ».

-JAR-VLA 601. Общие положения;

- JAR-VLA 603. Материалы и качество изготовления;

- JAR-VLA 606. Технология производства;

- JAR-VLA 607. Самоконтрящиеся гайки;

- JAR-VLA 609. Защита элементов конструкции;

- JAR-VLA 611. Доступность;

- JAR-VLA 613. Прочностные характеристики материалов и их расчетные значения;

- JAR-VLA 616. Расчетные характеристики;

- JAR-VLA 619. Специальные коэффициенты безопасности;

- JAR-VLA 623. Коэффициенты безопасности для опор;

- JAR-VLA 626. Коэффициенты безопасности для стыковых узлов;

- JAR-VLA 627. Усталостная прочность;

- JAR-VLA 629. Флаттер;

Подраздел КРЫЛЬЯ:

-JAR-VLA 641. Доказательство прочности;

Подраздел ПОВЕРХНОСТИ УПРАВЛЕНИЯ:

- JAR-VLA 651. Доказательство прочности;

- JAR-VLA 656. Установка;

- JAR-VLA 659. Весовая компенсация;

Подраздел СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ:

- JAR-VLA 671. Общие положения;

- JAR-VLA 673. Основные системы управления полетом;

- JAR-VLA 676. Упоры;

- JAR-VLA 681. Статические испытания на эксплуатационную нагрузку;

- JAR-VLA 683. Испытания на функционирование;

- JAR-VLA 686. Элементы системы управления;

- JAR-VLA 689. Тросовые системы;

- JAR-VLA 693. Соединения;

- JAR-VLA 697. Система управления закрылками;

- JAR-VLA 699. Указатель положения закрылков;

- JAR-VLA 701. Взаимосвязь между закрылками;

Подраздел ШАССИ:

- JAR-VLA 723. Испытания амортизации;

- JAR-VLA 726. Испытания на сброс при эксплуатационных условиях;

- JAR-VLA 726. Динамические испытания на наземные нагрузки;

- JAR-VLA 727. Испытания на сброс при поглощении максимальной энергии;

- JAR-VLA 731. Колеса;

- JAR-VLA 733. Пневматики;

- JAR-VLA 736. Тормоза;

Подраздел РАЗМЕЩЕНИЕ ЛЮДЕЙ И ГРУЗА:

- JAR-VLA 771. Кабина пилота;

- JAR-VLA 773. Обзор из кабины пилота;

- JAR-VLA 776. Лобовые стекла и окна;

- JAR-VLA 777. Органы управления в кабине;

- JAR-VLA 783. Двери;

- JAR-VLA 786. Кресла, ремни безопасности и привязные ремни;

- JAR-VLA 857. Электрическая металлизация;

- JAR-VLA 863. Защита от пожара систем с воспламеняющимися жидкостями;

- JAR-VLA 871. Средства нивелировки;

5.3.4. Раздел Е «СИЛОВАЯ УСТАНОВКА».

Подраздел ОБЩИЕ ПОЛОЖЕНИЯ:

- JAR-VLA 901. Силовая установка;

- JAR-VLA 903. Двигатель;

- JAR-VLA 906. Воздушный винт;

- JAR-VLA 907. Вибрация воздушного винта;

- JAR-VLA 926. Клиренс воздушного винта;

- JAR-VLA 943. Отрицательная перегрузка;

Подраздел ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА:

- JAR-VLA 951. Общие положения;

- JAR-VLA 956. Подача топлива в двигатели(п.(а,1,2)(с));

- JAR-VLA 959.Невырабатываемый остаток топлива в баках;

- JAR-VLA 961. Работа топливной системы в условиях высоких температур;

- JAR-VLA 963. Топливные баки. Общие положения(п.(а)(b));

- JAR-VLA 966. Испытания топливных баков(п.(с));

-JAR-VLA 967. Установка топливных баков (п.(а,3)( b));

- JAR-VLA 973. Заливная горловина топливного бака;

- JAR-VLA 976. Дренажи топливных баков и карбюраторов;

- JAR-VLA 977. Топливный фильтр;

Подраздел КОМПОНЕНТЫ ТОПЛИВНОЙ СИСТЕМЫ:

- JAR-VLA 991. Топливные насосы(п.(а));

- JAR-VLA 996. Топливные краны и органы управления;

- JAR-VLA 999. Сливные устройства топливной системы;

Подраздел МАСЛЯНАЯ СИСТЕМА:

- JAR-VLA 1011. Общие положения;

- JAR-VLA 1013. Масляный бак;

- JAR-VLA 1016. Испытания масляного бака;

- JAR-VLA 1017. Трубопроводы масляной системы и арматура;

- JAR-VLA 1019. Масляные фильтры;

- JAR-VLA 1021. Сливные устройства масляной системы;

- JAR-VLA 1023. Масляные теплообменники;

Подраздел ОХЛАЖДЕНИЕ:

- JAR-VLA 1041. Общие положения;

- JAR-VLA 1047. Методика испытания охлаждения для самолетов с поршневыми двигателями;

Подраздел СИСТЕМА ПОДАЧИ ВОЗДУХА В ДВИГАТЕЛЬ:

- JAR-VLA 1091. Система подачи воздуха;

- JAR-VLA 1093. Защита от обледенения системы подачи воздуха;

- JAR-VLA 1101.Конструкция подогревателя воздуха, поступающего в карбюратор;

- JAR-VLA 1103. Каналы системы всасывания воздуха;

- JAR-VLA 1106. Защитные сетки системы всасывания воздуха;

Подраздел ВЫХЛОПНАЯ СИСТЕМА:

- JAR-VLA 1121. Общие положения;

- JAR-VLA 1123. Выхлопной коллектор;

- JAR-VLA 1126. Теплообменники на выхлопных газах;

Подраздел ОРГАНЫ УПРАВЛЕНИЯ И АГРЕГАТЫ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ:

-JAR-VLA 1141. Общие положения;

- JAR-VLA 1143. Органы управления двигателями;

- JAR-VLA 1146. Выключатели зажигания;

- JAR-VLA 1147. Орган регулирования качества смеси;

- JAR-VLA 1163. Агрегаты силовой установки;

- JAR-VLA 1166. Системы зажигания двигателя;

Подраздел ПОЖАРНАЯ ЗАЩИТА СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ:

- JAR-VLA 1182. Зоны двигательного отсека за противопожарными перегородками;

-JAR-VLA 1193. Капоты и мотогондолы(п.(а)(с)(е));

5.3.5.  Раздел F «ОБОРУДОВАНИЕ».

Подраздел ОБЩИЕ ПОЛОЖЕНИЯ:

-JAR-VLA 1301. Назначение и установка;

- JAR-VLA 1303. Пилотажные и навигационные приборы;

- JAR-VLA 1306. Приборы контроля силовой установки;

Подраздел УСТАНОВКА ПРИБОРОВ:

- JAR-VLA 1321. Расположение и видимость приборов;

- JAR-VLA 1322. Аварийные, предупреждающие и уведомляющие лампы;

- JAR-VLA 1326. Система статистического давления;

- JAR-VLA 1327. Магнитный указатель курса;

- JAR-VLA 1331. Приборы, использующие питание;

- JAR-VLA 1337. Приборы контроля работы силовой установки;

Подраздел ЭЛЕКТРИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ И ОБОРУДОВАНИЕ:

- JAR-VLA 1351. Общие положения;

- JAR-VLA 1353. Конструкция и установка аккумуляторной батареи;

- JAR-VLA 1357. Устройство защиты электросети;

- JAR-VLA 1361. Устройство быстрого отключения источников энергии;

- JAR-VLA 1366. Электрические провода и оборудование;

- JAR-VLA 1367. Выключатели;

Подраздел СВЕТОТЕХНИЧЕСКОЕ ОБОРУДОВАНИЕ:

- JAR-VLA 1384. Аэронавигационные огни;

Подраздел РАЗЛИЧНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ:

-JAR-VLA 1436. Гидравлические Тормозные системы с ручным управлением;

5.3.6.  Раздел G  «ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ ОГРАНИЧЕНИЯ И ИНФОРМАЦИЯ».

- JAR-VLA 1501. Общие положения;

- JAR-VLA 1506. Ограничения скорости;

- JAR-VLA 1507. Маневренная скорость;

- JAR-VLA 1511. Скорость полета с отклоненными закрылками;

- JAR-VLA 1519. Вес и центр тяжести;

- JAR-VLA 1521. Ограничения по силовой установке;

- JAR-VLA 1526. Условия эксплуатации;

- JAR-VLA 1529. Руководство по технической эксплуатации;

Подраздел ОБОЗНАЧЕНИЯ И ТРАФАРЕТЫ:

- JAR-VLA 1543. Обозначения на приборах. Общие положения;

- JAR-VLA 1546. Указатель воздушной скорости;

- JAR-VLA 1547. Магнитный указатель курса;

- JAR-VLA 1549 Приборы силовой установки;

- JAR-VLA 1551. Масломер;

- JAR-VLA 1556. Обозначения органов управления;

- JAR-VLA 1557. Различные обозначения и надписи;

- JAR-VLA 1559. Трафарет эксплуатационных ограничений;

Подраздел РУКОВОДСТВО ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ

САМОЛЕТА И ОДОБРЕННЫЕ ИНСТРУКЦИИ:

- JAR-VLA 1581. Общие положения;

- JAR-VLA 1583. Эксплуатационные ограничения;

- JAR-VLA 1586. Эксплуатационные данные и процедуры;

- JAR-VLA 1587. Информация о характеристиках;

5.4.  План проспект специальных технических условий.

В стандартной комплектации новые, необычные особенности в конструкции, способе применения, условий эксплуатации отсутствуют.

По желанию заказчика самолет может быть снабжен средствами спасения самолета, экипажа в аварийной ситуации.

5.5. План проспект требований по защите окружающей среды от воздействия самолета ХАЗ-30.

На самолет распространяются требования АП-34 [3] и АП-36 [4], которые относятся к очень легким самолетам.

РАЗДЕЛ 6. ПОДГОТОВКА К ЛЕТНЫМ СЕРТИФИКАЦИОННЫМ ИСПЫТАНИЯМ ОЧЕНЬ ЛЕГКОГО САМОЛЕТА ХАЗ-30

6.1 Особенности сертификационных летных испытаний очень легких и сверхлегких самолетов украинской разработки

В правилах сертификации как [1], так и [2] указано, что сертификационные летные испытания очень легких и сверхлегких самолетов (ОЛС и СЛС) проводятся в один этап. В литературе эти воздушные суда (ВС) часто называют микролайтами [10]. Одновременно с испытаниями самолета испытывается двигатель и воздушный винт.

Для самолетов транспортной и легких категорий сертификационные заводские испытания проводятся на летно-испытательном комплексе (ЛИК) конструкторского бюро Разработчика воздушного судна (ВС). Наличие ЛИКа является обязательным условием для получения организацией, разрабатывающей указанные самолеты, Сертификата Разработчика авиационной техники (АТ). Летно-испытательный комплекс включает специализированные подразделения, залы для статических и ресурсных испытаний, имеющий специальное оборудование аэродром. А также многочисленные стенды, бассейн, аэродинамическую трубу.

Конструкторские бюро, проектирующие ОЛС и СЛС, не могут иметь большинство из перечисленных объектов. Они обычно арендуют аэродром у предприятий типа самолетостроительных заводов, КБ по созданию больших самолетов, аэроклубов. Возможно, в их распоряжении может быть участок достаточно ровного поля, укатанный катками и поросший травой. При испытаниях и обработке их результатов обычно участвуют все сотрудники конструкторского бюро малой авиации. Летчик-испытатель чаще всего не является штатным сотрудником организации, а приглашается из числа опытных летчиков-спортсменов. Однако на протяжении испытаний замена летчика испытателя допускается лишь в крайних случаях.

Самолеты имеют очень маленькую взлетную массу (не выше 750 кг у ОЛС и 450 кг у СЛС), маленькую крейсерскую скорость (150160 км/ч), небольшую крейсерскую высоту (не более 4 км), летают только при сравнительно теплой, но не очень жаркой погоде (10 ), только в светлое время суток и при достаточно благоприятных метеоусловиях. Не предусмотрено полеты над большими водными акваториями и большими лесными массивами (ориентирование на местности затруднено). Использование самолета на высокогорье не предусмотрено.

При этом многие проверки, применяемые при летных испытаниях самолетов транспортной и легких категорий, становятся ненужными. Например, полеты в условиях высокогорья, оледенения, экстремально низких и экстремально высоких температур.

При большей части испытаний воздушное судно может находиться в поле зрения наземных служб. Часть замеров можно делать с помощью наземных приборов.

Однако значительная часть летных испытаний, применяемых для воздушных судов транспортной и легких категорий, для ОЛС и СЛС также нужны. Этот перечень приведен в § 5.3. Он базируется на перечне проверок, приведенном в [11].

Еще одна проблема заключается в том, что согласно [1, 2] экипаж во время испытаний должен иметь возможность использовать аварийно-спасательные средства и покидать ВС с парашютами. Испытания ОЛС и СЛС как правило проводит один летчик. Однако кабины у этих самолетов имеют весьма малые объемы и не позволяют разместить в них парашюты. Кроме того, указанные кабины низкие и летчик не может распрямиться, чтобы надеть паращют. Единственный выход состоит в том, чтобы спасательное средство применять для самолета в целом. Из описания самолета Ха-32 «Бекас» [12] следует, что самолет может быть снабжен системой спасения машины совместно с экипажем.

Особенности имеются при проверке парирования отказов функциональных систем. Например, ОЛС и СЛС имеют только один двигатель, поэтому в случае его отказа можно только попробовать снова запустить этот агрегат, в случае нового отказа следует готовиться к аварийному приземлению. Специальные приемы по парированию отказов критического двигателя [3] здесь неприменимы. Более подробно этот вопрос будет рассмотрен в § 5.4.

При летных испытаниях ОЛС и СЛС не проводятся так называемые специальные работы, которые обычно выполняются для самолетов транспортной и легких категорий и к которым относятся [6, 11]:

1) работы по проверке соответствия ВС требованиям сертификационного базиса, которые не могут быть в достаточном объеме подтверждены летными испытаниями, или проведение этих полетов связано с потерей или невосстанавливаемым повреждением воздушного судна или угрозой здоровью экипажа. Например, для самолетов транспортной категории, сертифицируемым по АП-25 [3], к таким работам относятся испытания на соответствие требованиям:

– пункта 25.581 и приложения П25.581 (защита от молнии);

– пункта 25.803 (аварийная эвакуация);

– приложения J к АП-25 (демонстрация аварийной эвакуации);

2) проверка использования нового бортового оборудования управления полетом, взаимодействия экипажа и бортового оборудования ВС со службами управления воздушным движением (УВД) при применении новых управляющих систем УВД и другие. Примером таких работ служат отработки использования системы спутниковой навигации GPS, системы предупреждения об опасном сближении воздушных судов в воздухе TCAS, системы предупреждения об опасном сближении с землей СППЗ;

3) проверка взаимодействия ВС и наземных средств обслуживания. Примерами таких работ являются маневрирование ВС на аэродроме, отработка обслуживания ВС, пассажиров и грузов в аэропорту.

Не применяются при сертификационных летных испытаниях также проверки с помощью летающих лабораторий – электронное и радиооборудование здесь простое или простейшее.

Существенное отличие сертификационных работ для ОЛС и СЛС состоит также в том, что этими работами руководит только Государственная авиационная служба Украины (ГАСУ). Это вытекает из постановления Кабинета министров Украины № 1095 от 03.10.97 г. «Про сертифікацію авіаційної техніки та її компонентів» [9]. В этом постановлении для типов ВС транспортной категории, их компонентов и соответствующих производств, разработанных / расположенных в Украине, предусмотрена совместная сертификация Авиарегистром Межгосударственного авиационного комитета (МАК) и Укравиацией (ныне ГАСУ). На ВС названной категории выдается по два Сертификата типа: один от МАК, второй – от ГАСУ.

Сертификацией ОЛС, СЛС, очень легких вертолетов, планеров, мотопланеров, мотопарапланов, пилотируемых свободных аэростатов и подобных ВС руководит ГАСУ и выдается только один Сертификат типа от этой организации. Этот порядок был подтвержден в «Положенні про сертифікацію типу надлегких та дуже легких повітряних суден, планерів, мотопланерів, мотопарапланів і пілотованих вільних аеростатів» [8].

Указанный подход является вполне обоснованным, поскольку разработку перечисленных легких ВС осуществляли(ют) маленькие коллективы энтузиастов, имеющие весьма ограниченные финансовые и материальные возможности. Для них сертификация типа своих разработок через Авиарегистр МАК была непосильным бременем.

Отмеченная особенность сертификации ВС, создаваемых в Украине, отражена на схеме, приведенной на рис. 5.1.

ОАТ разработан в Украи-

не, но не  является типом

ВС транспортной категории, или типом АД, или типом ВВ для ВС транспортной категории

ОАТ разработан в Украи-

не и является типом ВС транспортной категории, или типом АД, или типом ВВ для ВС транспортной категории

ОАТ разработан в

СНГ, но не в Украине

Сертификат типа

от  ГАСУ

Сертификат типа

от  МАК

Рисунок 6.1 − Выдача Сертификата типа на образец АТ.

Однако в целом для ОЛС и СЛС сохраняется схема работ, предшествующих сертификационным летным испытаниям, имеющая место для гражданских ВС:

изготовление опытных образцов для лабораторных (статических и ресурсных) и летных испытаний (подробнее в § 5.2);

оснащение образца для летных испытаний необходимым штатным и экспериментальным оборудованием (подробнее в § 5.2);

выполнение основательной наземной подготовки (подробнее в § 5.2);

осуществление специальных наземных работ (подробнее в § 5.5);

проведение аэродромных испытаний (подробнее в § 5.5);

- осуществление первого полета (подробнее в § 5.6);

принятие решения о начале летных испытаний.

Изложенное отражено на рис. 5.2.

Изготовление опытных образцов для лабораторных и летных

испытаний;

оснащение образца для летных испытаний необходимым штатным и экспериментальным оборудованием

выполнение основательной наземной подготовки

осуществление специальных наземных работ

проведение аэродромных испытаний

осуществление первого полета

принятие решения о начале летных испытаний

Рисунок 6.2 − Схема работ, предшествующих.

6.2. Задачи сертификационных летных испытаний. Подготовка к ним.

Сертификационные летные испытания типа воздушного судна являются заключительным этапом комплекса работ, которые обеспечивают соответствие типа ВС требованиям сертификационного базиса и техническому заданию. Обычно на этапе СЗИ такое соответствие оказывается достигнутым, после чего доводимая типовая конструкция с внесенными изменениями получает название окончательной типовой конструкции.

Соответствие сертификационному базису обеспечивает безопасность полетов, а значит, доверие покупателей. Техническое задание разрабатывается на основе маркетинговых исследований рынка АТ мира и СНГ. Грамотно проведенные маркетинговые исследования, разумное сочетание традиционных и новых оригинальных проектных решений, успешные сертификационные испытания в сочетании с активной рекламой и работой с авиакомпаниями-потенциальными покупателями ВС нового типа, определяют конкурентоспособность, а следовательно, успех новой разработки.

Летные сертификационные испытания – это наиболее трудоемкий, продолжительный и дорогостоящий этап создания типа ВС. Например, для самолета транспортной категории в этих испытаниях оценивается выполнение требований почти 1000 пунктов сертификационного базиса во всех ожидаемых условиях эксплуатации.

Основная задача летных испытаний – отработка конструкции ВС и его компонентов. Обычно этот процесс называют доводкой конструкции. Осуществляется она согласно схеме, приведенной на рис. 5.3. В каждом полете проверяется выполнение требований одного или нескольких пунктов СБ. При обнаружении несоответствия (несоответствий) в испытываемую конструкцию вносятся коррективы. При соответствии переходят к следующим проверкам.

Поэтому основную задачу летных испытаний можно изложить также в виде: определить соответствие ВС требованиям сертификационного базиса.

Кроме того, следует решить такие задачи [7]:

– определить  летно-эксплуатационные   характеристики ВС (статический потолок, максимальные скорости на разных высотах, максимальную дальность, максимальную продолжительность полета, характеристики устойчивости и управляемости, показатели маневренности, взлетно-посадочные характеристики);

– выяснить особенности пилотирования, уточнить Руководство по летной эксплуатации (РЛЭ).

Для проведения сертификационных испытаний подготавливают несколько опытных экземпляров ВС. Для ОЛС и СЛС целесообразно ограничиться тремя. Первые два экземпляра делают нелетными, предназначенными для статических и ресурсных испытаний [5]. Эти экземпляры не оснащаются двигателями, бортовым оборудованием и не окрашиваются. Они состоят только из несущих элементов. Третий экземпляр используют для различных видов летных испытаний.

i : = 1

i-я проверка выпол-

нения требований

одного либо группы пунктов сертификационного базиса

Требование (требовани)выполняют-ся?

Внесение изменений в доводимую типовую конструкцию и компоненты ВС

Переход к другим пунктам сертификационного базиса

i : =  i + 1

нет

Рисунок 6.3 − Укрупненная схема доводки опытного экземпляра.

После того, как на нем по результатам испытаний проведены все изменения и доработки, этот экземпляр утверждается как окончательная типовая конструкция ВС.

К началу летных испытаний микролайта должны быть завершены необходимые лабораторные и стендовые испытания ВС, квалификация его комплектующих изделий. Двигатель и воздушный винт должны иметь Сертификаты типа или пройти все виды сертификационных стендовых испытаний. На испытываемом экземпляре нужно установить регистрирующее оборудование. Летчик-испытатель проходят подготовку на пилотажном стенде или тренажере.

До начала проведения летных испытаний Разработчик и Независимая инспекция в его организации оформляют для каждого опытного экземпляра ВС формуляр. Этот документ удостоверяет, что данный экземпляр соответствует рабочей конструкторской документации. Формуляр – это учетная карточка (как у читателя в библиотеке) или послужной список (как у чиновников и государственных служащих в царской России). В него заносят все сведения об эксплуатации ВС.

Независимая инспекция у Разработчика ОЛС или СЛС обычно состоит из одного человека. Это сотрудник может выполнять обязанности независимого инспектора по совместительству. Понятно, что при этом он уже не является полностью независимым, но с этим приходится мириться. Это аналог представителя ГАСУ [11].

Изменения в ходе испытаний конструкции опытных экземпляров ВС должны сопровождаться соответствующими изменениями РКД.

Летные испытания требуют основательной наземной подготовки, основными задачами которой являются [6, 11]:

– дать возможность экипажу и обслуживающему персоналу изучить особенности ВС, подготовиться к выполнению программы летных испытаний;

– выявить возможные конструктивные и производственные дефекты конструкции, силовой установки, бортовых систем;

– осуществить контрольные проверки работоспособности силовой установки, бортовых систем и оборудования, соответствия их характеристик техническим требованиям, предварительно оценить их надежность и отказобезопасность;

– оценить безопасность выполнения испытательных полетов, включая парирование отказов функциональных систем, аварийное покидание ВС и его пожаробезопасность. Для ОЛС и СЛС их аварийное покидание летчиком с парашютом невозможно (см. ранее) и должно быть заменено спасением воздушного судна вместе с летчиком. О парировании у микролайтов отказов функциональных систем см. в § 5.4;

– спрогнозировать поведение ВС во время испытательных полетов;

– установить на ВС испытательное оборудование, в том числе датчики потребных параметров, бортовую аппаратуру информационно-измерительного комплекса, выполнить их проверку и тарировку. Для микролайтов указанное оборудование обычно не устанавливают, а осуществляют независимую от летчика регистрацию показаний высотомера и указателя скорости. Регистратор обычно располагается на месте второго летчика или пассажира;

– определить готовность ВС к проведению испытательных полетов;

– разработать методики летных испытаний, технической и организационной поддержки полетов;

– разработать задания на испытательные полеты.

6.3. Перечень летных испытаний для ОЛС и СЛС.

За основу взят перечень сертификационных летных испытаний самолета транспортной категории Ан-74ТК-200, приведенный в пособии [11]. Из него были исключены испытания, не применяемые для ОЛС и СЛС. В результате появился список летных испытаний, применяемых для данных ВС. Необходимо также учесть, что проверяется соответствие этих микролайтов требования Норм летной годности CS-VLA [13].

Список включает следующие проверки:

1) по определению летных характеристик, характеристик устойчивости и управляемости и характеристик функциональных систем самолета в условиях сравнительно теплой, но не очень жаркой погоды (10 ), в светлое время суток и при достаточно благоприятных метеоусловиях. Испытательные полеты не совершаются над большими водными акваториями и большими лесными массивами, а также в условиях высокогорья;

2) на больших углах атаки;

3) на предельных по прочности режимах;

4) по оценке соответствия типовой конструкции требованиям Норм летной годности при имитации отказов функциональных систем;

5) на искусственных, песчаных, травянистых взлетно-посадочных  полосах при нормальном коэффициенте сцепления.  Испытания  проходят при предельных значениях скорости ветра разного направления относительно ВПП. Эти скорости должны быть получены на основе решения соответствующих задач динамики полета и посадки;

6) на мокрой бетонной и травяной, имеющих низкий коэффициентом сцепления при максимальных боковых ветрах;

7) по определению соответствия характеристик различных видов оборудования требованиям Норм летной годности CS-VLA [12] при имитации отказов различных элементов этого оборудования. Элементы указанных видов оборудования приведены в § 5.4. Там же показано, что для ОЛС и СЛС критическими являются отказы посадочной фары в условиях сумерек, радиостанции УКВ, гидросистемы при посадке;

8) по эргономической оценке компоновки кабины экипажа;

9) по оценке аварийно-спасательного оборудования, систем пожарной защиты, уровня шума в кабине. В § 5.1 было показано, что для микролайтов аварийно-спасательное оборудование должно представлять собой систему спасения машины совместно с экипажем. Система пожарной защиты ограничена огнетушителем с обычной огнегасящей смесью (хладон не требуется, т.к. имеются только небольшие участки проводов под напряжением).

Что касается испытаний по определению метеоминимума [11], то для микролайтов они вряд ли нужны с учетом условий для их полетов, приведенных в п. 1 данного параграфа.

К предельным по прочности относятся следующие режимы [4]:

– полеты с максимальной расчетной скоростью и максимальным значением числа М;

– полеты с максимальной эксплуатационной перегрузкой;

– посадки с максимальной посадочной массой;

– посадки с максимальной вертикальной скоростью приземления;

– полеты с максимально допустимыми скоростями при отклоненной взлетно-посадочной механизации в различных конфигурациях;

– полеты с максимально допустимыми отклонениями различных рулевых поверхностей.

6.4 Особенности проверок парирования отказов функциональных систем для ОЛС и СЛС.

Функциональные системы указанных самолетов представлены:

- система управления – ручкой управления, педалями, тросами;

гидравлическая система – гидроцилиндрами и трубопроводами в системе торможения колес основных стоек шасси;

силовая установка – двигателем, воздушным винтом, топливным баком, масляным бачком, топливным и масляным фильтрами, трубопроводами;

противопожарная защита – одним огнетушителем с обычным огнегасящим составом;

 аварийно-спасательное оборудование и аварийное покидание – возможным средством спасения самолета вместе с экипажем;

 система электроснабжения  аккумулятором, генератором постоянного тока, который подзаряжает аккумулятор;

- светотехническое оборудование  лампочкой к кабине, посадочной фарой;

- радиосвязное оборудование – радиостанцией УКВ;

 пилотажно-навигационное оборудование – компасом, авиагоризонтом, высотомером, указателем скорости (приемником воздушного давления).

Остановимся на особенностях проверок парирования отказов функциональных систем для ОЛС и СЛС. Микролайты имеют только один двигатель, поэтому в случае его отказа можно только попробовать снова запустить этот агрегат, в случае нового отказа следует готовиться к аварийному приземлению. Поэтому проверять парирование этого отказа недопустимо.

Отказ воздушного винта следует отнести к практически невероятным событиям – лопасти испытывают крайне медленную деформацию ползучести и осмотр их перед полетом гарантирует надежную работу. Более того, разрушение воздушного винта приводит к аварийному приземлению.

Проверка состояния топливного и масляного фильтров перед полетом гарантирует их надежную работу в полете. Поэтому отказы этих элементов силовой установки некритичны.

Проверка отказа огнетушителя в полете означает искусственную организацию пожара, что невозможно. Проверять огнетушитель необходимо перед полетом.

Проверке средства спасения самолета вместе с экипажем (если такое имеется) следует посвятить специальный испытательный полет. Каким либо образом парировать его отказ невозможно.

Поскольку полеты предусмотрены только в светлое время суток и при достаточно благоприятных метеоусловиях, отказы лампочки в кабине, авиагоризонта, высотомера, указателя скорости некритичны. Аккумулятор должен перед взлетом иметь заряд, достаточный для запуска двигателя хотя бы три раза, поэтому отказ генератора некритичен. Отказ аккумулятора и компаса – крайне маловероятные события.

Необходимо парировать отказы посадочной фары в условиях сумерек, радиостанции УКВ, гидросистемы при посадке.

6.5. Подготовительные наземные работы на опытном самолете.

Первому полету опытного самолета, кроме общих работ по его предполетной подготовке, предшествуют специальные наземные работы и аэродромные испытания, позволяющие установить готовность ВС к выполнению испытательных полетов [6, 7, 11].

Отработка многих систем опытного самолета начинается еще при его окончательной сборке. Предшествующие первому полету ВС специальные виды наземных работ являются завершающим, наиболее ответственным этапом подготовки самолета, его функциональных систем, штатного и экспериментального оборудования к полетам.

Результаты выполнения каждой работы оформляются соответствующим документом, а после завершения всех названных работ составляется акт о готовности опытного самолета к проведению испытательных полетов.

В этот период разрабатывается программа летных испытаний, согласовываются сроки их проведения, уточняются потребные ресурсы. Проводится подготовка летчика-испытателя и наземного технического персонала к проведению летных испытаний. Для небольших коллективов КБ, разрабатывающих ОЛС и СЛС, наземным техническим персоналом являются сами сотрудники бюро. Летчик изучают РЛЭ, особенности опытного ВС, тренируется в пилотской кабине. Пилотажные стенды для микролайтов являются непозволительной роскошью. Технический персонал тренируется на рабочих местах.

Аэродромные испытания – это обязательная часть подготовки к первому вылету ВС. Проводятся рулежки, скоростные пробежки и подлеты. Задачи этих испытаний состоят в комплексной оценке работоспособности наиболее важных систем самолета, уточнении характеристик на указанных режимах.

При проведении пробежек и подлетов измерительная аппаратура ведет регистрацию всех необходимых параметров. Осуществляется кино- или видеосъемка ВС. В программе аэродромных испытаний следует предусмотреть различные положения центра масс, в том числе предельно переднее и предельно заднее. Отметим, что у ОЛС и СЛС эти положения центра масс довольно близки.

Что касается нескольких значений регулируемых параметров системы управления [6, 7, 11], то нужно учесть, что передача управляющих воздействий на исполнительные органы осуществляется с помощью многожильных управляющих тросов, регулирование которых является практически невозможным. Поэтому передаточные числа системы управления для микролайтов являются константами. Это еще одна особенность летных испытаний этих ВС.

Отсутствуют у рассматриваемых ВС также триммирующие устройства, ввиду чего отсутствует потребность определять положение этих устройств для первого вылета [6, 7, 11].

Подлеты выполняются на высоту не более 1  2 м с пребыванием самолета в воздухе до 10 с и последующим его приземлением на ВПП и пробегом с использованием штатных тормозных устройств. Скоростные пробежки и подлеты выполняются при работе силовой установки на расчетных режимах. Перевод двигателей с заданного режима работы на режим малой тяги осуществляется сразу же после отрыва самолета от ВПП.

Аэродромные испытания ВС позволяют оценить [6,7, 11]:

– устойчивость и управляемость на всех этапах движения по аэродрому и при выполнении подлетов в штилевых погодных условиях и при боковом ветре;

– балансировку при движении с поднятым носовым колесом (в случаях, когда ОЛС или СЛС имеют носовое колесо). Если микролайт имеет хвостовое колесо, то он взлетает после достижения определенной скорости и данная оценка становится ненужной;

– эффективность органов управления;

– усилия на рычагах управления;

– неприятные и опасные особенности в поведении воздушного судна в момент его отрыва от ВПП и касания полосы;

– эффективность работы тормозной систем основных  стоек;

– вибрации в кабине экипажа при движении ВС по аэродрому.

Для самолетов транспортной и легких категорий оценивается также  работоспособность аварийного управления бортовыми системами. Однако у ОЛС и СЛС такого аварийного управления нет – ни один элемент его функциональных систем не имеет дублирования.

Аэродромные испытания позволяют уточнить для первого вылета опытного самолета ряд важных летно-эксплуатационных параметров [6, 7, 11]:

– взлетную массу, центровку;

– режимы работы двигателя;

– скорости подъема носового колеса (если ОЛС или СЛС имеет носовое колесо), отрыва от ВПП и касания таковой;

– летные ограничения для первых испытательных полетов.

Для самолетов транспортной и легких категорий уточняется дополнительно:

1) взлетно-посадочная конфигурация. Однако у микролайтов закрылки обычно имеют не больше трех фиксированных положений (взлетное, посадочное, полетное). Поэтому уточнять указанную конфигурацию для них не нужно;

2) потребный запас топлива. Для ОЛС и СЛС запас топлива колеблется в пределах 40…100 л и расположено оно обычно в одном внешнем баке, прикрепленном к фюзеляжу. Поэтому вполне разумно в первый полет брать полный запас топлива;

Для самолетов транспортной и легких категорий уточняется также положения рычагов управления триммерами.

По результатам наземных и аэродромных наземных испытаний опытного экземпляра нового самолета принимается решение о проведении на нем первого испытательного полета и начале летных испытаний.

6.6. Первый полет опытного самолета.

Первый полет опытного самолета позволяет решить следующие основные задачи [6, 7, 11]:

– получить предварительное представление о поведении машины в воздухе, реакциях на отклонения рычагов управления;

– выявить наличие в полете нежелательных и опасных особенностей;

– сравнить реальные пилотажные и летно-технические характеристики с таковыми, полученными в проектных исследованиях;

– оценить кабину экипажа, в том числе с точки зрения внешнего и внутреннего обзоров из нее, удобства для пилотов посадки в кресла, размещения в них, работы с постами управления. У ОЛС и СЛС этих постов всего три – ручка управления рулем высоты и элеронами, педали и ручка управления тягой двигателя;

– определить степень готовности опытного самолета к сертификационным летным испытаниям (для микролайтов проводятся в один этап).

Для самолетов транспортной и легких категорий готовность ВС к первому вылету в Российской Федерации определяется Методическим советом по летным испытаниям экспериментальной авиации на основе материалов и заключений, подготовленных Разработчиком и институтами авиационной промышленности (ЛИИ, ЦИАМ и др.). В том числе необходимо «Заключение о возможности аварийного покидания опытного ВС в полете», которое дает Разработчик.

Однако сертификационными испытаниями ОЛС и СЛС, разработанных в Украине, руководит ГАСУ, которая и должна давать аналогичное заключение для первых вылетов указанных ВС. Также необходимо упомянутое «Заключение».

В первом полете желательно, чтобы опытный самолет сопровождал ВС, с борта которого будет вестись кино- и видеосъемки, а также визуальное наблюдение. Поскольку скорости микролайтов очень малы, то лучше всего для этой цели подходят вертолеты.

Полетное задание на первый вылет содержит минимальный объем испытаний и проверок [6, 7, 11]. Профиль полета включает взлет, набор высоты, полет в зоне с изменениями высоты и небольшими перегрузками, заход на посадку и посадку. Оцениваются устойчивость ВС, эффективность рулей, работа силовой установки, систем электроснабжения, радиосвязного и пилотажно-навигационного оборудования, посадочной фары. Для рассматриваемых самолетов возможности уменьшения взлетной массы весьма малы (этот прием рекомендуют для самолетов транспортной и легких категорий). Не имеет смысла рекомендация иметь минимальный летный экипаж – испытания проводит один летчик испытатель.

Аппаратура автономной фиксации показаний высотомера и указателя скорости работает в течение всего полета.

Полученные в первом полете записи измерительной аппаратуры, данные послеполетного разбора и наблюдений с ВС-киносъемщика, письменный отчет летчика-испытателя подробно анализируют специалисты. По результатам этого анализа, а при необходимости – и дополнительного моделирования уточняют основные задачи и содержание очередных испытательных полетов, примерный объем и характер доводочных работ.

Раздел 7. Охрана труда и безопасность в чрезвычайных ситуациях.

Охрана труда (ОТ) - это система обеспечения безопасности жизни и здоровья работников в процессе трудовой деятельности, включающая в себя правовые, социально-экономические, организационно-технические, санитарно-гигиенические, лечебно-профилактические, реабилитационные и иные мероприятия.

Изучение и  решение  проблем,  связанных  с  обеспечением  здоровых  и безопасных условий, в которых протекает труд человека  -  одна  из  наиболее

важных задач в разработке новых технологий и систем  производства.  Изучение и  выявление   возможных   причин   производственных   несчастных   случаев, профессиональных  заболеваний,  аварий,  взрывов,  пожаров,   и   разработка мероприятий и требований, направленных на устранение этих  причин  позволяют создать безопасные и благоприятные условия для труда человека.

Комфортные  и безопасные  условия  труда  -  один  из  основных   факторов   влияющих   на производительность и безопасность труда, здоровье работников.

Рассмотрим ситуации которые могут произойти в нашей лаборатории по летным испытаниям. На рис. 6.1 покажем схему летно-испытательной лаборатории. Обозначим на ней схему расположения оборудования и других элементов.

Рисунок 7.1- Схема лётно-испытательной лаборатории.

1 – рабочее помещение;

2 – окно;

3 – дверь;

4 – стол на котором расположен ЭВМ.

7.1 Выявление и анализ опасных и вредных производственных факторов, действующих в рабочей зоне испытательной лаборатории.

Результаты испытаний обрабатываются в помещении площадью 40 (м2) и размерами 5х8х3м. В помещении имеются 3 окна (по 2 м2 каждое)  и одна дверь.

В помещении находится 6 компьютеров соединённых в единую локальную сеть. Работу в ней выполняют 6 человек.

Процесс обработки данных черных ящиков, датчиков, сенсоров и тд. и тп. невозможно себе представить без использования персонального компьютера (ПК).

Работник лаборатории  в процессе работы подвергается действию вредных и опасных факторов сопряжённых с работой в помещении, а также специфических для работы с использованием вычислительной техники. Эти факторы имеют физический, химический и психофизиологический характер: умственное перенапряжение, вибрации и шум, монотонность труда, эмоциональные перегрузки, перенапряжение анализаторов, изменение микроклимата.

Во время постоянного функционирования всех составляющих устройств ПК, в области рабочего места рабочего формируется электромагнитное поле, которое представляет собой реальную угрозу для человека. ПК является источником:

ультрафиолетового излучения;

рентгеновского излучения;

инфракрасного излучения;

излучения видимого диапазона;

электростатического поля.

Исследования функционального состояния пользователей ПК, проведенные центром электромагнитной безопасности, показали, что в организме человека под влиянием электромагнитного излучения монитора происходят значительные изменения гормонального состояния, специфические изменения биотоков головного мозга, изменение обмена веществ. Низкочастотные электромагнитные поля при взаимодействии с другими отрицательными факторами могут инициировать раковые заболевания и лейкемию.

Человеческое зрение абсолютно не адаптировано к компьютерному экрану, мы привыкли видеть цвета и предметы в отраженном свете, что выработалось в процессе эволюции. Экранное же изображение самосветящееся, имеет значительно меньший контраст, состоит из дискретных точек – пикселей.  Утомление глаз вызывает мерцание экрана, блики, неоптимальное сочетание цветов в поле зрения.

Повышенный уровень шума на рабочем месте

Для предотвращения и ослабления возможного воздействия опасных и вредных производственных факторов, приведенных в предыдущем подпункте были разработаны следующие методы:

для снижения влияния нервно-психологических факторов необходимо организовать оптимальные с точки зрения эргономики рабочие места, следить за тем, чтобы работники во время работы имели правильную рабочую позу, соблюдать рациональный режим труда и отдыха путем создания организационных условий для постепенного вхождения в трудовой процесс на начальной стадии работы (планировать производственные задания необходимо с учетом того, что работу по возможности необходимо начинать с более простых элементов, постепенно переходя к более сложным) и планирования режима отдыха работников таким образом, чтобы полностью использовать имеющиеся возможности комнаты психологической разгрузки и другие формы активного отдыха (особенно во второй половине рабочей смены, когда особенно сказывается выраженное утомление);

для профилактики негативного влияния электромагнитного излучения на пользователей необходимо устанавливать жидкокристаллические мониторы к компьютерам, либо мониторы на базе электронно-лучевой трубки, но удовлетворяющие стандарту TCO’03. Также не стоит устанавливать на рабочем месте большое количество радиоэлектронных приборов;

для обеспечения нормированных уровней шума в помещениях применяются шумопоглощающие средства. Стены обшиваются негорючими специальными плитами или панелями, зазор между этими панелями и стенами должен быть заполнен минеральной ватой. Кроме того, необходимо применять подвесные потолки. Дополнительным звукопоглощением служат однотонные занавески в складку из плотной ткани;

для снижения уровня ионизирующих излучений в рабочей зоне необходимо организовать приточно-вытяжную вентиляцию с последующей очисткой удаляемого воздуха, а также рекомендуется применять искусственную ионизацию. Необходимо предусмотреть влажную уборку помещения. Для снижения величины зарядов статического электричества покрытие полов помещения следует выполнять из однослойного антистатического поливинилхлоридного линолеума;

для повышения освещенности рабочей зоны необходимо устанавливать комбинированное искусственное освещение из люминесцентных ламп дневного света или из ламп накаливания;

для предотвращения поражения электрическим током необходимо провести изоляцию всех токоведущих частей электроустановок. Все устройства ЭВМ должны подключаться к сети переменного тока с помощью розетки, подключенной к заземлению. Ток в сети должен строго соответствовать требованиям оборудования. С этой целью его необходимо выпрямлять на специальных стабилизаторах;

для нормализации уровня влажности воздуха необходимо применять увлажнители воздуха, делать влажную уборку помещения не реже 2-х раз в течение смены. Для снижения запыленности помещения необходимо выполнять влажную уборку помещения, общую вентиляцию, прочистку и продувку ЭВМ от пыли не реже 4 раз в год. Для снижения температуры воздуха рабочей зоны необходимо предусмотреть систему вентиляции помещения. Системы вентиляции подразделяются по способу перемещения воздуха – на механическую и смешанную; по форме организации воздухообмена – на местную и общеобменную. Типы вентиляционных установок бывают вытяжные и приточные.

7.2 Расчет естественного и искусственного освещения.

Наибольшее количество информации об окружающем нас мире дает зрительный анализатор. Ощущение зрения происходит под воздействием видимого излучения (света), которое представляет собой электромагнитное излучение с длиной волны 0,38—0,76 мкм. Чувствительность зрения максимальна к электромагнитному излучению с длиной волны 0,555 мкм (желто—зеленый цвет) и уменьшается к границам видимого спектра.

С физиологической точки зрения свет является возбудителем органа зрения человека (зрительного анализатора). Человеческий глаз различает семь основных цветов и более сотни их оттенков. Свет определяется также жизненный тонус и ритм человека. Такие функции организма, как дыхание, кровообращение, работа эндокринной системы, отчетливо меняют интенсивность деятельности под влиянием света. Длительное световое голодание приводит к снижению иммунитета, функциональным нарушениям в деятельности центральной нервной системы. Свет является мощным эмоциональным фактором, воздействует на психику человека. Неблагоприятные условия освещения ведут к снижению работоспособности, увеличению числа ошибок в производственных процессах, аварий и несчастных случаев и могут обусловливать "профессиональную близорукость", спазмы и, наоборот, правильно спроектированное и рационально выполненное освещение производственных помещений оказывает положительное психофизиологическое воздействие на работающих, способствует повышению эффективности и безопасности труда, снижает утомление и травматизм, сохраняет высокую работоспособность. Исследования показывают, что при хорошем освещении производительность труда повышается примерно на 15 %.

При освещении помещений используют естественное освещение (создаваемое прямыми солнечными лучами и рассеянным светом небосвода), искусственное освещение (создаваемое электрическими источниками света) и совмещенное освещение (при котором недостаточное по нормам естественное освещение дополняют искусственным).

Конструктивно естественное освещение подразделяют на боковое (одно- и двухстороннее), освещаемое через световые проемы в наружных стенах, верхнее — через аэрационные и зенитные фонари, проемы в кровле и перекрытиях и комбинированное — сочетание верхнего и бокового освещения.

Искусственное освещение по конструктивному исполнению может быть двух видов - общее и комбинированное. Систему общего освещения применяют в помещениях, где по всей площади выполняются однотипные работы (литейные, сварочные, гальванические цехи), а также в административных, конторских и складских помещениях. Различают общее равномерное освещение (световой поток распределяется равномерно по всей площади без учета расположения рабочих мест) и общее локализованное освещение (с учетом расположения рабочих мест).

В данном разделе исследуется лаборатория площадью 40 м2 и размерами 8х5х3. В помещении имеются окна (1,1х2 – 3 штук) выходящие на восток и как дополнительное освещение используются светильники типа ПВЛМ с люминесцентными лампами (количество ламп в светильнике n=2). План лаборатории представлен на рис.12.1.

Рисунок 7.2- Схема лётно-испытательной лаборатории.

1 – рабочее помещение;

2 – окно;

3 – дверь;

4 – стол на котором расположен ЭВМ.

Расчет проводится согласно требованиям СНиП II-4-79 «Строительные нормы и правила. II часть. Глава 4 Естественное и искусственное освещение »

При расчете естественного освещения определим уровень естественной освещённости.

Работа в помещении лаборатории относится к зрительной работе средней точности, следовательно выполняемые работы относятся к IV разряду (табл. 1, прил. 2 СНиП II-4-79 с доп. 1985 г.)).

Определяем нормированное значение коэффициента естественного освещения КЕО = ен

          (12.1)

где   – коэффициент естественного освещения для Ш пояса светового климата, определяемого с учетом характера зрительной работы (СНиП II-4-79, табл. 1 с доп. 1985 г.);

m – коэффициент светового климата (табл. 4, 5 СНиП II-4-79);

с – коэффициент светового климата (табл. 4, 5 СНиП II-4-79).

Для IV разряда зрительной работы принимаем равным 1,5%. По карте светового климата (рис.1 СНиП II-4-79) определяем, что Харьков относился к четвертому поясу светового климата, поэтому значение «m» принимаем равным 0,9. Так как окна ориентированы на восток, то значение «c» принимаем равным 0,75. Подставляем полученные значения в формулу и округляем до десятых:

   %

Находим 0 – общий коэффициент светопропускания

        (12.2)

где   1 коэффициент светопропускания материала (окна изготовлены из двойных деревянных рам, в которые вставлено листовое стекло, то согласно (табл. 28 СНиП II-4-79)

 1 = 0,8);

2  коэффициент, который учитывает потери света в оконной раме (для двойных раздельных деревянных рам по (табл. 28 СНиП II-4-79) 2 = 0,6);

3  коэффициент, который учитывает потери света в несущих конструкциях (потерь света в несущих конструкциях нет  3 = 1);

4 – коэффициент, который учитывает потери света в солнцезащитных устройствах (окна не имеют светозащитных устройств 4 = 1);

5 – коэффициент, который учитывает потери света в светозащитной сетке, которая устанавливается под фонарями (для бокового освещения 5 = 1).

Подставляем значения в формулу 12.2:

    о = 0,8  0,6  1  1  1 = 0,48

Находим высоту от уровня пола до верха окна:

    h1 = hр + h = 0,8 + 2 = 2,8 м       (12.3)

По табл. 35 СНиП II-4-79 находим значение коэффициента q, который учитывает неравномерную яркость облачного неба (α=11°):   q = 0,6. По табл.2 СНиП II-4-79 принимаем коэффициент запаса Kз = 1,3 (при количестве чисток окон 2 раза в год).

Отношение расстояния расчётной точки от наружной стены  к глубине помещения B

               (12.4)

Находим отношение глубины помещения B к высоте от уровня рабочей поверхности до верха окна h1:

          (12.5)

Отношение длины помещения к его глубине:

          (12.6)

По табл. 30 СНиП II-4-79 определяем коэффициент, учитывающий повышение КЕО при боковом освещении r1  = 2,1.

Находим геометрический коэффициент естественной освещённости, учитывающий прямой свет неба (согласно графикам для подсчета количества лучей, попадающих на рабочую поверхность через световой проём окон (рис.2 и рис. 3 СНиП II-4-79): n1=12, n2=20):

                      (12.7)

Найдём значение КЕО по формуле:

    (12.8)

Учитывая, что затеняющие здания отсутствуют , получим:

       (12.9)

Сравниваем расчётное значение КЕО с нормированным значением:

          eр  eн

     1,1%  0,9%

Поскольку расчётное значение КЕО превышает нормированное значение, то делаем вывод о том, что уровень естественной освещённости у нас достаточный для нормальной работы.

Далее проведем расчет искусственного освещения, подобрав при этом тип люминесцентной лампы. Для этого определим значение светового потока ламп.

Согласно ГОСТ 17677-82, черт.1, выбираем светильники типа ПВЛМ с кривой силы света Г-1, для которой отношение оптимального расстояния между светильниками к расчётной высоте составляет λ = L / h = 0,91.

Находим расчётную высоту по формуле:

      h = H – hр    (12.10)

где H – высота помещения, H = 3 м.

hр – высота расчётной поверхности над полом, hр = 0,8 м.

     h = 3 – 0,8 = 2,2 м

Находим оптимальное расстояние между светильниками:

    L = λ × h = 0,91 × 2,2 = 2 м   (12.11)

Рисуем план расположения светильников (рис.12.2):

Рисунок 7.3 – План расположения светильников.

Из плана находим количество светильников N = 9.

Принимаем степень отражения потолка, стен и пола соответственно пот = 70 % ;  стен = 50 %  ; пола = 10 %

Определяем индекс помещения:

         (12.12)

где  L – длина помещения, L = 8 м;

В – ширина помещения, В = 5 м.

Находим коэффициент запаса по СНиП II-4-79 (табл.2): Kз = 1,5

Определяем коэффициент использования светового потока. Для кривой силы света светильника Г-1, индекса помещения i = 3 , степени отражения потолка пот = 70 %, стен стен = 50 % и пола пола = 10 % по справочнику находим:  = 0,9

Рассчитываем необходимый световой поток:

         (12.13)

где  E – необходимая минимальная освещенность, E = 200 лк,

z – коэффициент минимальной освещенности (для люминесцентных ламп z = 1,1)

     лм

Выбираем лампу типа ЛД-30, имеющую световой поток 1800 лм, что на 10,4% больше необходимого и находится в пределах допуска –10%+20%.

Обеспечение экологической безопасности функционирования проектируемого объекта при воздействии опасных и вредных производственных факторов.

Все техническое оборудование лаборатории является источником ионизирующих и электромагнитных излучений. Так как здание, в котором находится лаборатория, не имеет специальных защитных средств от подобных излучений, то для профилактики негативного влияния электромагнитного излучения необходимо производить экранирование его источников, а также использовать технику, соответствующую современным стандартам.

Безопасность в чрезвычайных ситуациях

Анализ возможных чрезвычайных ситуаций при производстве проектируемого объекта

В процессе выполнения задач дипломного проектирования на территории рабочей зоны или рядом с ней могут произойти различные чрезвычайные ситуации, которые могут отрицательно повлиять на него. Цель данного   подпункта – выявить и проанализировать их.

Чрезвычайные ситуации, которые могут возникнуть на территории Украины, делятся по причине их возникновения на ЧС техногенного, природного, социально-политического и военного характера. Согласно территории распространения, величины социальных потерь и материальных убытков и объемов материально-технических ресурсов, которые необходимы для ликвидации их последствий, ЧС делятся на ЧС общегосударственного, регионального, местного и объектного уровня.

Возможные чрезвычайные ситуации, их причины возникновения и код:

пожар (в лаборатории по причине возгорания проводки, загорания компьютера, ---халатного отношения работников – 10201; курение в неположенном месте - 10205);

-аварии на электроэнергетических системах (аварии на электрических сетях – 10706);

-аварии на системах жизнеобеспечения (аварии на тепловых сетях, в системах горячего водоснабжения в холодное время года – 10802; аварии в системах обеспечения населения питьевой водой);

-небезопасные метеорологические явления (сильный ветер, включая смерчи – 20201; крупный град – 20203; очень сильный дождь, ливень – 20204; очень сильный снегопад – 20205; очень сильный мороз – 20210).

7.4 Разработка мероприятий по уменьшению вероятности возникновения чрезвычайных ситуаций при производстве проектируемого объекта

В качестве примера для разработки мероприятий по уменьшению вероятности возникновения чрезвычайной ситуации при производстве проектируемого объекта возьмем пожар.

В соответствии со СНиП 2.09.05-85 по опасности возникновения пожара лабораторное помещение относится к категории «В» (в нем находятся твердые горючие вещества такие как: мебель, НГМД, накопители на оптических дисках, корпуса ЭВМ, периферийных устройств и т.д.), также, согласно ПУЭ-85, так как в помещении наличествуют твердые и волокнистые предметы – оно относится к классу II-2а. Кроме того по тем же СНиП 2.09.05-85 здание для лаборатории должно быть не ниже 2-й степени огнестойкости т.к. в ней располагаются компьютеры, т.е. оборудование имеющее высокую стоимость.

В лаборатории возможны следующие причины возникновения пожара:

перегрев ЭВМ;

-возгорание токоведущих кабелей вследствие короткого замыкания;

-нагрев проводки;

-несоблюдение правил пожарной безопасности людьми, находящимися в лаборатории.

Для предотвращения возникновения пожаров необходимо инструктировать сотрудников о правилах пожарной безопасности, следить за тем, чтобы средства пожаротушения и оповещения о пожаре имели надлежащее техническое состояние, выполнять установленный режим эксплуатации электрических сетей и оборудования, для курения отводить специально предназначенные и должным образом оборудованные места.

Лаборатория имеет один рабочий выход, его можно использовать как эвакуационный и не предусматривать дополнительного выхода по той причине, что персонал состоит из 6 человек и время их эвакуации больше времени блокирования эвакуационных путей. На эвакуационных путях необходимо установить искусственное аварийное освещение.

В помещении, в соответствии с ГОСТ 12.1.009-83, находятся 2 ручных углекислотных огнетушителя ОУ-5 (они специально предназначены для тушения электроустановок под напряжением) из расчёта один огнетушитель на 40-50 м2 площади но не менее двух в одном помещении, 2 автоматических дымовых извещателя типа ДИП-1 (один извещатель контролирует до 20 м2 помещения), ящик с песком объёмом 0,5м3, совок. Огнетушители, ящик с песком и совок окрашены в ярко-красный цвет.

Для того чтобы обеспечить пожарную безопасность рабочей зоны необходимо принять следующие меры:

-обучить персонал порядку оповещения  о пожаре, вызову пожарной охраны, использованию средств пожаротушения;

-организовать регулярное обучение и инструктаж персонала правилам пожарной безопасности;

-назначить ответственное лицо по пожарной безопасности лаборатории.

Расчет возможных последствий ЧС, причиной которой является пожар:

Исходные данные: Горючее вещество – электропровод. Q – масса «запасов горючего вещества», (в нашем случае Q=5 кг). S – площадь расположения горючего вещества (S=4 м2).

Расчет:

Для определения радиусов внешних границ зоны возможных сплошных пожаров и зоны возможных отдельных пожаров используются такие соотношения:

                                                              (6.14)

                                                           (6.15)

где – плотность потока мощности светового излучения первичного пожара на внешней границе зоны возможных сплошных пожаров; – плотность потока мощности светового излучения первичного пожара на внешней границе зоны возможных отдельных пожаров; - теплота сгорания электропровода, Твиг – время сгорания «запасов горючего вещества».

Твиг определяется с помощью формулы:

                                                        (6.16)

где - «загруженность» горючего вещества в месте его сбережения, то есть масса горючего вещества, которая приходится на 1м2 площади места ее сохранения, кг/м2 (,где Q- масса, S – площадь, расположения горючего вещества), - скорость (весовая) выгорания горючего вещества, кг/м2, .

По формуле 6.16 определяется время сгорания «запасов горючего вещества»:

Тогда согласно формулам 6.14 и 6.15 радиус внешней границы зоны возможных сплошных пожаров и радиус внешней границы зоны возможных отдельных пожаров будут равны соответственно:

.

.

При прогнозировании возможной степени поражения людей под влиянием светового излучения первичного пожара рекомендуется считать, что все люди, которые окажутся в границах зоны сплошных пожаров, могут получить ожоги открытых участков кожи первой, второй, третьей и четвертой степени, поражение органов зрения (в виде временной потери зрения) и даже погибнуть.

Суммарная величина потерь основных фондов составит:

Потери ОФ=0,7·=0,7·7МПЗ=4,9·МПЗ=4,9∙0,465=2,28 тыс.грн.

где МПЗ – минимальная плата заработная.

Возможная величина общих (Мзаг) и санитарных (Мсан) потерь персонала предприятия составит:

Мзаг=6, Мсан=0,95·6=6чел.

Возможная величина убытков (Уб) впоследствии исследования чрезвычайной ситуации определяется как:

Уб=ПотериОФ+18·Мсан·МПЗ +288·(Мзагсан)·МПЗ (6.17)

Уб=2,28+18·6·0,465=52,5тыс. грн.

Схема размещения оборудования и маршрут эвакуации предоставлена

на Рис. 6.3:

Рисунок 7.4– Схема размещения оборудования и маршрут эвакуации:

1 – стол, на котором расположена ЭВМ; 2 – стул; 3 – окно; 4 – дверь;

5 – огнетушитель ОУ-5 6 – ящик с песком; – – маршрут эвакуации в случае пожара; 8 – радиус внешних границ зоны возможных сплошных пожаров 1,96 м;

9 – радиус зоны возможных отдельных пожаров 3,38 м.

Разработка мероприятий по уменьшению вероятности возникновения чрезвычайных ситуаций при эксплуатации проектируемого объекта

 Для предупреждения пожаров необходимо проводить инструктаж по пожарной безопасности, следить за средствами пожаротушения, выполнять установленный режим эксплуатации электрических сетей и оборудования, пресекать курение в неположенных местах.

Согласно ГОСТ 12.1.009-83 в помещении находятся ящик с песком, 2 углекислотных огнетушителя ОУ-5, использование которых обусловлено необходимостью тушения электроустановок под напряжением, размещённых в помещении. Из расчёта один огнетушитель на 40-50 м2  площади, но в одном помещении огнетушителей должно быть не менее двух. Огнетушители и ящик с песком окрашены в ярко-красный цвет. Также в исптытательном центре установлены 2 автоматических дымовых извещателя типа ДИП-1, реагирующих на дым выделяемый в большом количестве  при горении пластмассовых корпусов ПЭВМ, так как один извещатель контролирует до 20 м2    

Организационно-технические мероприятия по обеспечению пожарной безопасности включают:

а) назначение ответственного лица по пожарной безопасности;

б) организацию обучения работающих правилам пожарной безопасности на производстве (во время проведения инструктажей);

в) обучение использованию средств пожаротушения, порядку оповещения  о пожаре, вызову пожарной охраны и действиям во время пожара.

В помещении имеется один рабочий выход. Так как в помещении работают 6 человек и время эвакуации больше времени блокирования эвакуационных путей, то этот выход можно использовать как эвакуационный, и дополнительного выхода не требуется. На эвакуационных путях необходимо установить естественное и искусственное аварийное освещение.

Электрическую сеть общего пользования необходимо защищать от перегрузки, перенапряжений и от коротких замыканий, опасных для сети, от повреждения изоляционных и поддерживающих конструкций и обрывов проводов.

Опасные явления возникают как вследствие атмосферных воздействий (например, удара молнии), так и в результате изменения состояния самой сети, например пробоя изоляции или преднамеренного отключения ненагруженной линии электропередачи. Повреждение изоляции может быть вызвано старением материала или внешними причинами.

 Поддерживающие конструкции (опоры, траверсы, арматура изоляторов и т.п.) ломаются под действием ветра, от гололёда, подвергаются коррозии. Возможны случаи пережога проводов током и обрыва их, например от вибрации.  Причинами аварии могут быть неправильное действие автоматических устройств в сети и ошибки обслуживающего персонала.

Если авария всё же возникает, то свести к минимуму её вредные последствия должна защита электрической сети. Для этого необходимо как можно быстрее отключить поврежденный элемент (участок) сети, не затрагивая при этом соседние участки, а потребителей перевести на питание от резервных источников.

Защита от перегрузок в электрических сетях с напряжением до 1000 в осуществляется с помощью плавких предохранителей или автоматических выключателей. Они отключают защищаемый участок сети, когда ток превышает некоторое значение, допустимое по условиям нагрева проводов.

Аварии в системе теплоснабжения

Прорыву любой теплотрассы – большая беда и случается она большей частью в самые морозные дни, когда увеличиваются давление и температура воды.
Для повышения устойчивости теплоснабжения имеется несколько способов:
1) прокладка тепловых сетей на эстакадах, по стенам зданий экономически выгоднее проще в обслуживании и устранении аварии, но затруднительна в условиях города;
2) каждую котельную надо оборудовать так, чтобы она могла работать на нескольких видах топлива: жидком, газообразном и твердом, а переход с одного вида топлива на другой должен проходить в минимальные сроки;
3) котельные надо непрерывно снабжать электроэнергией от двух источников, целесообразно иметь и резервный электроагрегат, предназначенный для работы насосов и другой аппаратуры . В каждой котельной должно быть устройство для переключения питания с основной электросети на автономный источник.

При получении штормового предупреждения необходимо:

-закрыть и укрепить двери, окна, чердачные люки и вентиляционные отверстия;

-убрать с подоконников, балконов и лоджий предметы, которые могут быть подхвачены воздушным потоком;

-отключить газ, воду, электричество, погасить огонь в печах;

-подготовить запасы продуктов питания и питьевой воды;

-взять необходимые вещи и документы;

-укрыться в подвальном помещении или защитном сооружении.

При внезапном возникновении урагана, бури, смерча необходимо:

 а) вы находитесь в доме:

отойти от окон,

остаться в доме,

спрятаться в безопасном месте с подветренной стороны;

б) вы находитесь на улице:

найти естественное укрытие (овраг, яма, ров, канава),

лечь на дно и плотно прижаться к земле.

Вывод: можно сказать, что в данной работе на мой взгляд, были учтены всевозможные негативные факторы, а также разработаны  и проработаны методы, средства защиты здоровья и жизни людей, путем снижения влияния вредных и опасных факторов до допустимых значений, а так же поведение при возникновении чрезвычайных ситуаций в лётно-испытательной лаборатории или же на улице. А так же рассмотрели некоторые чрезвычайные ситуации и правила поведения при их возникновении. Но лучше предотвращать ч.с. чем потом бороться с ее последствиями. По этому перед началом работы в каком нибудь цехе, лаборатории, помещении нужно обязательно ознакомится с правилами техники безопасности.

Раздел 8. Экономическая часть.

В настоящее время авиация является одной из ведущих отраслей транспорта. Перемещение воздушным путем зачастую выгоднее, чем наземным транспортом. Но почему услугами воздушного транспорта пользуется лишь несколько процентов населения Земли? Потому что большинству полеты, увы, пока не по карману. Почему украинская авиапромышленность находится в кризисном состоянии - неужели оттого, что отечественные инженеры хуже зарубежных? Нет, скорее, потому, что отрасль не была готова к работе на конкурентном рынке. Таким образом, экономические факторы являются основными движущими силами развития авиации, но они же являются важнейшими ограничителями и факторами риска.

Задача данного раздела – определить затраты проведения испытаний самолета, рассмотрение несколько вариантов и выбрать лучший по критерии экономической эффективности. Варианты таковы:

  1.  Испытание самолета нового типа, с модернизациями (исправлениями конструкции) во время проведения испытаний.
  2.  Испытание самолета базового типа, с существенным изменением конструкции (замена крыльев).

8.1 Определение величины затрат, связанных с проведением испытаний

 В данном случае основными элементами затрат является зарплата и затраты на ГСМ.

Заработная плата (оплата труда работника) — вознаграждение за труд в зависимости от квалификации работника, сложности, количества, качества и условий выполняемой работы, а также компенсационные выплаты и стимулирующие выплаты.

Существует три системы оплаты труда:

Тарифная система оплаты труда

Тарифная система — совокупность нормативов, с помощью которых осуществляется дифференциация заработной платы работников различных категорий в зависимости от: сложности выполняемой работы, условий труда, природно-климатических условий, интенсивности труда, характера труда.

Формами тарифной системы являются: сдельная и повременная. Основным различием между ними является лежащий в их основе способ учёта затрат труда: при сдельной — учёт количества произведенной продукции надлежащего качества, либо учёт количества выполненных операций, при повременной — учёт проработанного времени.

Сдельная форма оплаты труда

Сдельная форма оплаты труда применяется в случаях, когда есть реальная возможность фиксировать количество показателей результата труда и нормировать его путем установления норм выработки и времени.

Повременная форма оплаты труда

При повременной оплате труда заработная плата работника определяется в соответствии с его квалификацией и количеством отработанного времени. Такая оплата применяется тогда, когда труд работника невозможно нормировать или выполняемые работы не поддаются учёту.

Бестарифная система оплаты труда

При использовании бестарифной системы оплаты труда заработок работника зависит от конечных результатов работы предприятия в целом, его структурного подразделения, в котором он работает, и от объема средств, направляемых работодателем на оплату труда.

Такая система характеризуется следующими признаками: тесной связью уровня оплаты труда с фондом заработной платы, определяемым по конкретным результатам работы коллектива; установлением каждому работнику постоянного коэффициента квалификационного уровня и коэффициента трудового участия в текущих результатах деятельности.

Составим таблицу, с перечислением персонала, который участвует в испытаниях самолета с указанием почасовой оплаты.

Таблица 8.1

Затраты на оплату труда участников испытания (1–й вариант)

Должность

Кол.

Время, час

Тариф, грн/час

Оплата

Ген. директор

1

1

70

70

Нач. цеха

1

1

35

35

Глав. инженер-конструктор

1

2

25

50

Глав. инженер-технолог

1

2

25

50

Предст. независимой инспекции

1

2

10

20

Предст. сборочного цеха

1

2

10

20

Лётчики

2

2

35

140

Авиатехники

5

5

10

250

Ведущий инженер по ЛИВС

1

5

20

100

Контролёр сбор.-монт. рем. работ

1

1

10

10

Диспетчер

1

1

20

20

Пожарные

2

2

10

40

Медики

2

2

10

40

Всего за 1 день испытаний

845

Мы посчитали стоимость труда персонала в час, исходя из их квалификации и затрат труда. За день испытаний всем участникам, кроме лётчиков, добавляем по 300 грн надбавки. Всего за день испытаний нужно выплатить: 18∙300+845 = 6245 грн. Также нужно учитывать затраты на горюче-смазочные материалы при проведение испытаний. За один день тратится до 50 л горючего и 5 л масла. Премия лётчикам выдается за весь комплекс испытаний, а не за 1 день.

Следовательно общие затраты в расчете на один день испытаний составляют 7045грн. Испытания продолжатся 7 дней. Таким образом, общие прямые затраты по первому варианту –  49315грн.

Таблица 8.2

Затраты на оплату труда участников испытания (2–й вариант)

Должность

Кол.

Время, час

Тариф, грн/час

Оплата

Ген. директор

1

1

70

70

Нач. цеха

1

1

35

35

Глав. инженер-конструктор

1

2

25

50

Глав. инженер-технолог

1

2

25

50

Предст. независимой инспекции

1

2

10

20

Предст. сборочного цеха

1

4

10

40

Лётчики

2

3

35

210

Авиатехники

5

6

10

300

Ведущий инженер по ЛИВС

1

5

20

100

Контролёр сбор.-монт. рем. работ

1

3

10

30

Диспетчер

1

3

20

60

Пожарные

2

3

10

60

Медики

2

3

10

60

Всего за 1 день испытаний

1085

Следовательно общие затраты в расчете на один день испытаний составляют 7500грн. Испытания продолжатся 7 дней. Таким образом, общие прямые затраты по первому варианту –  52500грн.

8.2 Выбор оптимальной модификации самолета по критерию ресурса эксплуатации с учетом стоимости проведения испытаний

Экономическая эффективность (эффективность производства) — это соотношение полезного результата и затрат факторов производственного процесса. Для количественного определения экономической эффективности используется показатель эффективности, также это - результативность экономической системы, выражающаяся в отношении полезных конечных результатов её функционирования к затраченным ресурсам. Складывается как интегральный показатель эффективности на разных уровнях экономической системы и является итоговой характеристикой функционирования национальной экономики и получение максимума возможных благ от имеющихся ресурсов. Для этого нужно постоянно соотносить выгоды (блага) и затраты, или, говоря по-другому, вести себя рационально. Рациональное поведение заключается в том, что производитель и потребитель благ стремятся к наивысшей эффективности и для этого максимизируют выгоды и минимизируют затраты.

Критерии эффективности

Главным критерием социально-экономической эффективности является степень удовлетворения конечных потребностей общества, и прежде всего потребностей, связанных с развитием человеческой личности. Социально-экономической эффективностью обладает та экономическая система, которая в наибольшей степени обеспечивает удовлетворение многообразных потребностей людей: материальных, социальных, духовных, гарантирует высокий уровень и качество жизни. Основой такой эффективности служит оптимальное распределение имеющихся у общества ресурсов между отраслями, секторами и сферами национальной экономики.

Эффективность экономической системы зависит от эффективности производства, социальной сферы (систем образования, здравоохранения, культуры), эффективности государственного управления. Эффективность каждой из этих сфер определяется отношением полученных результатов к затратам и измеряется совокупностью количественных показателей.

Измерение эффективности

Для измерения эффективности производства используются показатели производительности труда, фондоотдачи, рентабельности, прибыльности, окупаемости и др. С их помощью сопоставляются различные варианты развития производства, решения его структурных проблем.

В нашем случае показатель эффективности может быть представлен как разность величин прибыли при эксплуатации разных модификаций самолета (с учетом издержек, связанных с проведением испытаний).

 Прежде всего необходимо рассчитать, какими будут общие издержки на проведение испытаний. Помимо прямых затрат, величина которых определена в подразделе 7.3, нужно учесть общезаводские расходы. Они определяются по нормативу 30% от основной и дополнительной зарплаты (без учета надбавки за участие в испытаниях). Таким образом, они составят:

845грн × 7 × 0,3 = 1744,5 грн (первый вариант);

1085грн × 7 × 0,3 = 2278,5 грн (второй вариант).

Данные об издержках сведем в таблице 7.3.

Таблица 8.3

Затраты на проведения испытаний

Виды затрат

Величина затрат, грн

1 вариант

2 вариант

Заработная плата

5915

7595

Затраты на ГСМ

800

1050

Общезаводские расходы

1744,5

2278,5

Итого

8459,5

10923,5

Величины затрат неодинаковы – и это следует учесть при выборе модификации самолета. учитывая налоги и коэффициент:

С1 = (8459,5  + 18 × 300 ×7 + 20000) × (1,15 + 0,37) = 100714 грн

С2 = (10923,5+ 18 × 300 ×7 + 20000) × (1,15 + 0,37) = 104459 грн

Ресурс крыла, а значит и самолета в первом случае составляет 5000 часов. Обозначим его Т1. Во втором случае крыло имеет ресурс 8000 часов, обозначим его Т2.

Изучив рынок авиационных услуг , мы установили, что при использовании самолета такой модификации прибыль составляет примерно 500грн в час. То есть общая прибыль для двух наших случаев будет равна:

П1 = 500 × Т1 = 2 500 000 грн;

П2 = 500 × Т2 = 4 000 000 грн.

Вычислим разность величин прибыли с учетом стоимости проведения испытаний самолетов.

Э1 = (П1 – С1) – (П2 – С2);

Э2 = (П2 – С2) – (П1 – С1);

Э1=(2500000 – 100714) – (4000000 – 104459) = –1496255 грн;

Э2=(4000000 – 104459) – (2500000 – 100714) = 1496255 грн.

C учетом стоимости испытаний получается, что второй вариант самолета с точки зрения экономической эффективности имеет преимущества.

Выводы: проведя экономический анализ выяснилось, что испытание самолета базового типа, с существенным изменением конструкции является оптимальным по критерию ресурса эксплуатации с учетом стоимости проведения испытаний.

Список литературы

  1.  Авиационные правила, часть 21 "Процедуры сертификации" Авіаційні правила України, частина 21.
  2.  Гребенников А.Г., Мялицев А.К., Рябченко В.М. и др. "Сертификация и качество промышленной продукции" - Х.: ГАСУ "ХАИ", 1998г.
  3.  Гудков А.И., Лешаков П.С. "Внешние нагрузки и прочность летательных аппаратов" - М. ; Машиностроение, 1968г. - 470с.
  4.  Евсеев Л.А. "Расчет крыла большого удлинения на прочность" - Х.: ХАИ 1984г.
  5.  Кан С.Н., Свердлов А.И. "Расчет самолёта на прочность" изд.5. - Машиностроение, 1966г. - 519с.
  6.  Красоткин А.А. "Сертификация авиационной техники" - М.: МАИ, 2007г.
  7.  Кривцов В.С., ПолтарушниковС.А. "Сопротивление материалов "
  8.  Нормы летной годности очень легких самолётов, JAR-VLA. 1994г. - 100с.
  9.  Пашковский И.М., Леонов В.А., Поплавский В.Н. "Летные испытания самолетов и обработка результатов испытаний" - М.; Машиностроение, 1985 г. - 416с.

       10.      Рябченко В.М., Кирпикин А.А. "Розрахунок навантажень на літальний апарат" - Х.: Національний аерокосмічний університет ім. М. Є. Жуковського "ХАІ", 2009р. - 55с.

        11  Стригунов В.М. "Расчет самолёта на прочность" - М.; Машиностроение, 1984г.


 

А также другие работы, которые могут Вас заинтересовать

16275. Исследование спутникового приемника DCH-4000P-42-S2 354 KB
  Лабораторная работа №100 Исследование спутникового приемника DCH4000P42S2 1 Цель работы: 1.1 Научиться пользоваться спутниковым ресивером. 1.2 Научиться настраиваться на выбранный транспондер 2 Литература: 2.1 Приложение А. 2.2 Приложение Б. 2.3 Приложение В. 3
16276. Общие сведения, простой монтаж в Adobe Premiere Pro 2.0 819 KB
  Лабораторная работа №1 Общие сведения простой монтаж в Adobe Premiere Pro 2.0 1 Цель работы 1.1 Получить первичные навыки работы с программой нелинейного монтажа Adobe Premiere Pro 2.0. 1.2 Научиться производить захват видеоинформации с внешних устройств при помощи Adobe Premiere. 1.3 Научит...
16277. Типы эффектов в Adobe Premire Pro 2.0 123 KB
  Лабораторная работа №2 Типы эффектов в Adobe Premire Pro 2.0 1 Цель работы 1.1 Изучить типы эффектов в программе Adobe Premire Pro 2.0. 1.2 Получить практические навыки работы с эффектами в Adobe Premiere Pro 2.0. 1.3 Смонтировать видеоролик с использованием эффектов. 2 Литература 2.1 Приложе
16278. Создание титров в Adobe Premiere Pro 2.0 187.5 KB
  Лабораторная работа №3 Создание титров в Adobe Premiere Pro 2.0 1 Цель работы 1.1 Изучить методы создания и редактирования титров в программе Adobe Premiere Pro 2.0. 1.2 Смонтировать видеоролик с применением титров/субтитров. 2 Литература 2.1 Приложение Общие сведения о титрах. ...
16279. Работа со звуком в Adobe Premiere Pro 2.0 183.5 KB
  Лабораторная работа №4 Работа со звуком в Adobe Premiere Pro 2.0 1 Цель работы 1.1 Получить практические навыки при работе со звуковыми файлами в программе Adobe Premiere Pro 2.0. 1.3 Смонтировать видеоролик с использованием эффектов. 2 Литература 2.1 Приложение Работа со звуком. ...
16280. Рирпроекция в Adobe Premiere Pro 2.0 183 KB
  Лабораторная работа №5 Рирпроекция в Adobe Premiere Pro 2.0 1 Цель работы 1.1 Ознакомиться с технологией рирпроекции применяемой в видеопроизводстве. 1.2 Получить практические навыки создания цветовой рирпроекции в программе Adobe Premiere Pro 2.0. 1.3 Смонтировать видеоролик с прим
16281. Создание видеодиска в Nero StartSmart 3 MB
  Лабораторная работа №3 Создание видеодиска 1 Цель работы: 1.1Научиться пользоваться программой Nero StartSmart. 1.2Научиться производить запись цифрового видео на DVD для возможности его дальнейшего просмотра на DVDплеере. 2 Литература: 2.1 Приложение А. 3 Подгото
16282. Анализатор спектра DL-4. Работа со спутником 1.3 MB
  Лабораторная работа №1 Анализатор спектра DL4. Работа со спутником 1 Цель работы: 1.1 Получить навыки работы с прибором DL4. 1.2 Научиться настраиваться на нужную программу и фиксировать её в памяти прибора. 1.2 Научиться заносить данные прибора в компьютер при помощи
16283. Система проектирования электронных схем. Логические элементы 153 KB
  Лабораторная работа № Тема: Система проектирования электронных схем. Логические элементы Цель: Научиться с помощью системы EWB анализировать работу электронных схем работать с электронным знакогенератором и осциллографом. Оборудование: IBM PC Программное