Пассажирский самолёт для местных воздушных линий

0

Кафедра летательных аппаратов

Дипломный проект

Пассажирский самолёт для местных воздушных линий

Аннотация

Пояснительная записка содержит 150 страниц, в том числе 51 рисунок, 28 таблиц, 21 источник, 2 приложения. Графическая часть выполнена на 10 листах формата А1.

В данном проекте изложены основные положения и произведен расчет основных геометрических, массовых, аэродинамических и летно-технических характеристик легкого пассажирского самолета. Произведены сравнения конструкций самолетов-аналогов с проектируемым самолетом. Произведен прочностной расчет прямого крыла большого удлинения, определены нагрузки, действующие на крыло, а так же подобраны силовые элементы продольного и поперечного набора. Технологическая часть проекта представлена проектирование необходимой технологической документации для изготовления агрегата – киль. Описана конструктивно-технологическая характеристика агрегата, разработан технологической маршрут изготовления киля, так же разработан техпроцесс сборки киля. Спроектировано приспособление для сборки агрегата – стапель. Так же описана планировка участка (цеха) по производству килей. Рассчитаны технико-экономические показатели спроектированного самолета, непосредственно приблизительная цена самолета, цена авиадвигателей, стоимость нормо-часа работ и стоимость самолето-часа.

Проектом предусмотрено применение прогрессивного высоко-производительного оборудования, непосредственное применение ЭВМ при эскизном проектировании, составлении конструкторской документации, а так же прочностном, аэродинамическом и летно-техничеком расчетах. В проектируемом самолете использован более современный, экономичный двигатель с большей мощностью, и относительно меньшим расходом топлива и более экологичным. Так же для улучшения аэродинамических и летных характеристик самолета, на крыльях были установлены законцовки, которые улучшают аэродинамические характерис-тики крыла и понижают расход топлива.

The Summary

The explanatory note contains 150 pages including 51 figure, 28 tables, 21 sources, 2 of the annex. The graphical part is made of 10 sheets of A1.

In this project, the main provisions and a calculation of core geometry, mass, aerodynamics and aircraft performance characteristics of light passenger aircraft. Produced by comparing the aircraft design analogues with the projected plane. Produced by the direct strength calculation of the wing of a large aspect ratio, defined load acting on the wing-lo, as well as selected power elements of the longitudinal and lateral recruitment. The technological part of the project presented the design necessary techno-logical documentation for the manufacture of the unit - ending. We describe the constructive and technological characteristics of the unit, the technological route of making the ending, also developed process technology assembly law-tsovki. Designed fixture for the assembly of the unit - the stocks. Just describe the site layout (shops) on the production of this ending. Calculated the techno-economic indicators projected plane in direct approximate price of the aircraft, the price of jet engines, the cost of standard hour of work and cost of aircraft-hours.

The project envisages the use of progressive high-performance equipment, the direct application of computers in the sketch-dimensional design, preparation of design documentation, as well as strength in the surface, aerodynamic and flight-Technical Data calculations. In the projected self-molete used a more modern, efficient engine with more power completely, and relatively less fuel consumption and more environmentally friendly. Just to improve aerodynamics and flight characteristics of aircraft, the wings were set ending, which improves the aerodynamic characteristics of ticks of the wing and lower fuel consumption. Just installed the latest avionics.

Содержание

Введение. 6

1 Проектирование самолета. 7

1.1 Анализ конструкций самолетов-аналогов. 7

1.2 Разработка общего вида самолета. 14

1.3 Расчет основных параметров и массы агрегатов самолета. 25

1.4 Разработка компоновочной схемы.. 39

1.5 Расчет центровки самолета. 47

1.6 Разработка 3D-модели самолета. 53

1.7 Расчет летно-технических характеристик. 54

1.8 Конструктивно-технологическое членение. 87

2 Разработка технологического процесса изготовления законцовки крыла. 98

2.1 Конструктивно-технологическая характеристика агрегата. 98

2.2 Технологический маршрут изготовления агрегата. 104

2.3 Разработка технологического процесса сборки агрегата. 105

2.4 Разработка технологической операции, определение режима. 106

2.5 Проектирование приспособления (стапеля) 107

2.6 Планировка производственного участка для изготовления агрегата. 110

3 Расчет на прочность и конструирование прямого крыла. 115

3.1 Определение нагрузок, действующих на крыло и составление расчетной схемы.. 116

3.2 Расчет на прочность крыла и анализ полученных результатов. 118

4 Экономическая часть. 139

4.1 Исходные данные. 139

4.2 Критерий и методика определения. 139

4.3 Стоимость планера и авиадвигателей. 140

4.4 Затраты на разработку планера и двигателей. 141

4.5 Определение эксплуатационных расходов на самолет-час для анализа экономической эффективности ВС.. 143

Заключение. 149

Список использованных источников. 150

Приложение А.. 152

Приложение Б. 153

Введение

Административный самолёт - небольшой самолёт (на 6—20 пассажиров), предназначенный для перевозки официальных лиц, бизнесменов, представителей фирм и компаний, а также принадлежащих этим организациям грузов. От обычных пассажирских самолётов отличается более комфортабельной кабиной-салоном, оборудованной аудио – и видеоаппаратурой, средствами спутниковой связи, персональными компьютерами и другой техникой, средствами спутниковой связи и многими другими средствами, необходимыми для работы во время полёта. Нередко в салоне самолёта отдельно выделяют личные кабинеты и комнаты для отдыха. Как правило, административные самолёты являются собственностью организаций, а экипажи состоят в их штатах. Так же административный самолет может быть оборудован менее комфортабельной кабиной, чем «бизнес», и иметь лишь более комфортабельные кресла, чем обычный пассажирский самолет, однако такие самолеты могут доставлять большее число пассажиров или коммерческой нагрузки. Административные самолеты могут быть в частности и самолетами авиации общего назначения, и имеющие переоборудованную кабину. Так же административные самолеты могут принадлежать частным перевозчикам, например местным авиалиниям для перевозки группы лиц на небольшие расстояния.

Административные самолёты получили распространение в 1950-х гг. в США, Канаде, Франции, Бразилии, а затем и в других странах. Наиболее популярны административные самолёты авиационных фирм «Бич», «Цесна», «Гольфстрим аэроспейс», «Лирджет» (США), «Канадэр» (Канада), «Дассо авиасьон» (Франция), «Бритиш аэроспейс» (Великобритания).

В США для координации работ по административным самолетам, определению рынков и перспектив развития созданы «Национальная ассоциация административной авиации», которая ежегодно проводит международные выставки и конференции по административным воздушным судам, и «Ассоциация фирм-производителей самолётов» авиации общего назначения. К середине 1990 в мире находилось в эксплуатации 14727 административных самолетов. (7999 с турбовинтовыми двигателями и 6728 с турбореактивными двухконтурными двигателями). Наибольшее число административных самолетов эксплуатировалось в США (9581), Канаде (539), Мексике (446), Франции (435) и Бразилии (417).

1 Проектирование самолета

1.1 Анализ конструкций самолетов-аналогов

К процессу проектирования легких самолётов гражданской авиации в полной мере относятся слова одного из сотрудников Лаборатории новой техники в Кембридже: «Проектирование - это процесс решения проблемы путём создания новых комбинаций из известных принципов, материалов и процессов».

При проектировании легкого самолёта возникает, прежде всего, вопрос о надёжности и безопасности такого летательного аппарата, а также те условия, в которых он будет эксплуатироваться.

Прежде чем самолёт новой конструкции будет воспроизведен в чертеже, необходимо выбрать схему взаимного расположения основных его частей: крыла, фюзеляжа, двигателей, хвостового оперения, шасси на основе вышеперечисленного статистического анализа лёгких самолетов эксплуатируемых в мире.

Проработка общей схемы вновь проектируемого самолёта должна основываться на требованиях ТЗ и НЛГС, а также на результатах анализа влияния этих требований на положение основных частей самолёта по отношению друг к другу.

На основании требования задания на проект вытекают следующие требования к проектируемому легком пассажирскому самолету:

- минимальная стоимость;

- минимальный вес конструкции и двигателя;

- максимальная безопасность полета;

- высокая экономичность эксплуатации;

- возможность взлета, посадки и полета в сложных условиях.

- возможность переоборудования самолета.

Для получения достоверных результатов необходимо тщательно исследовать статистические данные аналогичных самолетов. Фактор достоверности включаемых в статистические данные величин чрезвычайно важен.

1.1.2 Турбовинтовой самолет EADS Socata TBM 850 (Франция)

Рисунок 1.1 – EADS Socata TBM 850

Турбовинтовой самолет Socata TBM 850 - пришедший на смену TBM 700, производимый французской компанией EADS Socata, один из самых быстрых в мире одновинтовых самолетов с максимальной крейсерской скоростью 592 км/ч на высоте 7925 м. Экономичная крейсерская скорость на высоте 9449 м составляет 466 км/ч. Это новый класс очень быстрого самолета сочетающий в себе хорошую эффективность и экономичность турбовинтового двигателя. Одним из самых привлекательных особенностей самолета, в глазах клиентов, являются возможность совершать посадку в небольших аэропортах, а также большая дальность полета и полезная нагрузка.

TBM 850 оборудован современной прозрачной кабиной с широким обзором. Последняя версия полностью интегрированной системы управления полетом Garmin G1000 предоставляет сводные данные о параметрах полета, воздушном трафике, навигации, метеоусловиях, высоте полета и техническую информацию. В набор бортового радиоэлектронного оборудования входит и цифровой автопилот, координирующий сведения с системой управления, все это позволяет снизить нагрузку на пилота и упрощает техническое обслуживание самолета.

TBM 850 предлагает самый элегантный и комфортный интерьер кабины самолета, который был полностью изменен с целью создания большего пространства. Ширина салона, по сравнению с предшественником, увеличилась на 50 мм., высота потолка – на 20 мм. Внутренняя отделка самолета выполнена из высококачественной кожи, в которой расположены 6 удобных регулируемых кресел с опускаемыми подлокотниками и большой стол. Свободный проход в кабину возможен через большую электрическую дверь, лестницу и трап.

Первый полет – 25 февраля 2005 года.

Таблица 1.1 - Летно-технические характеристики EADS Socata TBM 850

Размах крыла, м	12,68
Длина, м	10,645
Высота, м	4,35
Площадь крыла, м²	18
Масса, кг
Пустого	2085
Максимальная взлетная	3354
Топливо, кг	865
Тип двигателя	ТВД Pratt & Whitney Canada PT6A-66D
Мощность, л.с.(кВ/ч)	850(634)
Максимальная скорость, км/ч	592
Крейсерская скорость, км/ч	466
Скороподъемность, м/с	12,09
Практическая дальность, км	2815
Экипаж, чел	1(2)
Кол-во пассажиров, чел	6
Грузоподъемность, кг	655

1.1.3 Турбовинтовой самолет СМ 2000 (Россия)

Рисунок 1.2 – СМ 2000

СМ-2000 - легкий 6-местный многоцелевой самолет, оснащенный турбовинтовым двигателем М-601F мощностью 750 л.с. и воздушным винтом V-508E/99B. На заводе в Смоленске было принято решение спроектировать легкий многоцелевой самолет, за основу был взят самолет ЯК18Т, улучшив его характеристики по многим параметрам.

Назначение: патрулирование, перевозка пассажиров и мелких грузов, лесоохрана, обучение и тренировка летчиков.

Таблица 1.2 - Летно-технические характеристики СМ 2000

Размах крыла, м	11,88
Длина, м	9,44
Высота, м	3,41
Площадь крыла, м²	-
Масса, кг
Пустого	1350
Максимальная взлетная	2100
Топливо, кг	860
Тип двигателя	ТВД Walter M-601F
Мощность, л.с.(кВ/ч)	760(560)
Скорость, км/ч
Максимальная	480
Крейсерская	440
Скороподъемность, м/с	11
Практическая дальность, км	1600
Экипаж, чел	1(2)
Кол-во пассажиров, чел	6
Грузоподъемность, кг	750

1.1.4 Турбовинтовой самолет Intracom GM-17 «Viper» (Швейцария, Россия)

Рисунок 1.3 – Intracom GM-17 «Viper»

Легкий многоцелевой самолет GM-17 предназначен для перевозки 6 - 7 пассажиров (кроме пилота), или коммерческой нагрузки массой 1000 кг со скоростью до 430 км/час на высоте 7000 метров на расстояния до 3000 км. При наличии персонального кислородного оборудования полеты могут выполняться на высотах до 7500 метров на расстояния до 3 600 км.

Самолет разработан с использованием элементов планера самолета PA-31P производства PIPER AIRCRAFT CORPORATION, США. Вместо располагавшихся на крыле самолета РА-31Р двух поршневых двигателей в носовой части GM-17 установлен один турбовинтовой двигатель Walter M-601E чешского производства, оснащенный пятилопастным воздушным винтом V-510. Двигатель отделён от салона противопожарной перегородкой. Это потребовало полного изменения конструкции носовой части фюзеляжа и проведения доработок крыла на месте снятых двигателей, с сохранением аэродинамических характеристик. Изменениям подверглись топливная, масляная, гидравлическая и кислородная системы.

GM-17 построен по аэродинамической схеме свободнонесущего низкоплана. Крыло прямое, трапецевидное в плане. Шасси убирающееся, трёхопороное, с носовой стойкой. GM-17 может базироваться на аэродромах с бетонным и грунтовым покрытием, при этом взлетные характеристики самолета позволяют эксплуатировать его на высокогорных аэродромах без ограничения взлетной массы при высоких температурах воздуха.

Специалисты фирмы Intracom провели исследования связанные с низкой рентабельностью двухмоторных гражданских самолетов и выделили три основных фактора:

1) Двухмоторные самолеты для авиации общего назначения проектировались в США в шестидесятые-семидесятые годы конструкторами, которые, как правило, ранее создавали тяжелые военные самолеты. Для подобных машин не могло быть и речи об использовании одного двигателя по причине отсутствия двигателей необходимой огромной мощности. Да и к тому же, тогдашние двигатели небыли столь надежны, как сейчас;

2) Цена топлива, текущие расходы по содержанию летной годности двигателей, да и сами двигатели стоили значительно меньше, чем теперь, да это и объяснимо. Применение новых передовых технологий в производстве двигателей повысило их надежность, но, естественно, выросла и цена;

3) Психология простого человека. Сколько бы ему не объясняли, что одномоторный самолет более безопасен, чем двухмоторный, он все равно считает, что вы говорите, чтобы снять у него чувство страха. Данные, предоставленные межфедеральным авиационным агентством утверждают, что количество аварий двухмоторных самолетов по отношению к одномоторным, приведшим к смерти людей, на 38% выше, а это значит, что летать на одномоторном самолете на 38% безопаснее, чем на двухмоторном. Двигатель, как правило, останавливается в момент максимальных нагрузок, то есть при взлете, а если отказывает один двигатель у винтового самолета при взлете, то у него очень мало шансов не потерпеть катастрофу, так как при отказе одного двигателя самолет мгновенно разворачивает и он сваливается на крыло. Одномоторный самолет значительно легче двухмоторного, следовательно, его посадочная скорость ниже и при отказе двигателя он не сваливается, а планирует.

По мнению сотрудников фирмы по путевой устойчивости, управляемости и планерным качествам конкурентов у самолета GM-17 нет. Полезная нагрузка, которая составляет более 1000 кг, в два раза выше, чем у ближайших конкурентов самолета - ТВМ 850 "Socata".

Первый дебют в 2003 году на авиашоу «МАКС-2003».

Таблица 1.3 - Летно-технические характеристики GM-17 «Viper»

Размах крыла, м	13,04
Длина, м	10,6
Высота, м	4,195
Площадь крыла, м²	21,3
Масса, кг
Пустого	1750
Максимальная взлетная	3300
Топливо, кг	820
Тип двигателя	ТВД Walter M-601E
Мощность, л.с.(кВ/ч)	750(552)
Скорость, км/ч
Максимальная	430
Крейсерская	420
Скороподъемность, м/с	8,6
Практическая дальность, км	2760
Экипаж, чел	1(2)
Кол-во пассажиров, чел	7
Грузоподъемность, кг	1000

1.2 Разработка общего вида самолета

Проработка общей схемы вновь проектируемого самолёта должна основываться на требованиях ТЗ и НЛГС, а также на результатах анализа влияния этих требований на положение основных частей самолёта по отношению друг к другу.

По-прежнему доминирующей схемой дозвуковых самолетов, в том числе и легких многоцелевых, является нормальная схема с оперением позади крыла.

Прежде чем самолёт новой конструкции будет воспроизведен в чертеже, необходимо выбрать схему взаимного расположения основных его частей: крыла, фюзеляжа, двигателей, хвостового оперения, шасси на основе вышеперечисленного статистического анализа лёгких самолетов эксплуатируемых в мире.

Разработка общего вида самолета включает в себя:

1) Выбор аэродинамической схемы;

2) Выбор расположения крыла;

3) Выбор схемы оперения;

4) Выбор схемы шасси;

5) Выбор схемы расположения двигателей.

1.2.1 Аэродинамическая схема

Схемы «утка» и «бесхвостка» не получили, как известно, распространения в дозвуковой авиации. Среди легких гражданских самолётов классическая (нормальная) схема самолёта с хвостовым оперением получила наибольшее распространение. Она в большей степени удовлетворяет комплексу требований, предъявляемых к легким самолётам авиации общего назначения по устойчивости, управляемости, безопасности и другим лётно-техническим характеристикам.

Основные её достоинства:

- благодаря развитой хвостовой части фюзеляжа без затруднений обеспечивается необходимая продольная и путевая устойчивость и управляемость;

- сохранение безотрывного обтекания горизонтального оперения в некоторой области закритических углов атаки крыла обеспечивает достаточную эффективность продольного управления на больших углах атаки.

1.2.2 Выбор расположения крыла

Как правило, на лёгких самолётах, предназначенных для перевозки пассажиров и грузов, применяют схемы с низким или высоким расположением крыла.

а) б)

а) низкоплан, б) высокоплан.

Рисунок 1.4 – Схемы расположения крыла.

Рекомендуется расположение крыла по отношению к фюзеляжу определять главным образом эксплуатационными требованиями. Вопросы аэродинамики и веса конструкции становятся важными при выборе высоко или низко расположенного крыла только после того, как учтены вопросы технического обслуживания и максимальной эксплуатационной гибкости самолёта.

Различия в характеристиках высокоплана и низкоплана имеют место при взлёте и посадке из-за экранного эффекта вследствие близости земли. Этот эффект уменьшается с увеличением высоты крыла над ВПП. Экранный эффект земли прежде всего выражается в уменьшении индуктивного сопротивления, что может привести к уменьшению взлётной и увеличению посадочной дистанций.

Кроме того, из-за экранного эффекта земли происходит уменьшение скоса потока в области горизонтального оперения, ведущее к появлению момента на пикирование. Это явление потребует большего отклонения руля высоты для отрыва носового колеса при взлёте или при выравнивании самолёта на посадке и может стать определяющим фактором при выборе площади руля высоты.

Различия между низкопланом и высокопланом в минимальном сопротивлении могут быть уменьшены соответствующим выбором зализов и обтекателей.

Низко расположенное крыло может выполнять роль энергоёмкой массы при вынужденной посадке самолёта, хотя имеется опасность пожара при контакте с поверхностью земли, поскольку в крыле обычно находятся топливные отсеки или баки, повреждение которых при посадке более вероятно, особенно топливных отсеков. При не слишком сильном ударе о землю вероятность повреждения и возникновения пожара у высокопланов меньше. При вынужденной посадке высокоплана на воду фюзеляж будет погружен, в этом случае необходимо предусматривать аварийный выход из кабины через верхний люк.

Дополнительные нагрузки на фюзеляж высокоплана со стороны крыла при аварийной посадке, как правило, приводят к дополнительным затратам веса конструкции фюзеляжа для их восприятия (по сравнению с низкопланом).

На практике вариант размещения основных стоек шасси на фюзеляже высокоплана, как правило, применяется в случае неубирающегося шасси. Этот вариант требует усиление конструкции фюзеляжа для восприятия нагрузок при посадке и сопровождается дополнительным приростом веса. Частично этот прирост компенсируется более короткими стойками шасси по сравнению с конструкцией шасси самолёта низкоплана.

Монопланы с подкосным крылом в настоящее время проектируются по схеме высокоплан. Подкосы, прикрепленные к нижней поверхности крыла создают меньше возмущений и меньше по весу в отличие от других вариантов, так как расчетными для них являются растягивающие нагрузки. Так же при проектировании лёгкого самолёта перспективной является схема низкоплана с расчалками.

Из-за аэродинамического влияния крыла на вертикальное оперение при высоком расположении крыла площадь вертикального оперения должна быть больше, чем у схемы низкоплана.

Перечисленные выше особенности схем говорят в пользу схемы низколана.

1.2.3 Выбор схемы оперения

Конструкция хвостового оперения, существенно зависит от общей схемы самолета. Из-за особенностей размещения, эффективность оперения находиться под влиянием крыла и воздушного винта. Установка оперения на фюзеляже или хвостовых балках определяет и конструктивную схему фюзеляжа в этом месте.

Примеры схем хвостового оперения, приведены на рисунке 1.5. Возможны и другие варианты хвостового оперения, которые мы не рассматриваем, например схема V-образного оперения.

Наиболее распространенной является схема с одним килем и стабилизатором, установленным на фюзеляже – рисунок 1.5 а, б, в. Она обеспечивает конструктивную простоту и жесткость, в случае Т - образного оперения необходимо применять меры, предотвращающие его флаттер.

а) нормальная схема с расположением киля и стабилизаторов на хвостовой части фюзеляжа, б) нормальная схема с расположение стабилизаторов на киле,

в) Т-образное оперение, г) двухбалочная схема, д) разнесенная двухкилевая схема.

Рисунок 1.5 – Основные схемы оперения.

Хвостовое оперение предназначено для обеспечения продольной, путевой устойчивости и управляемости самолёта.

Для дозвуковых самолетов применяется, как правило, нормальная схема расположения оперения. Такая форма оперения позволяет несколько увеличить величину плеча, расположенного сзади оперения, благодаря сдвигу назад концевой части его поверхности. Для оперения, как правило, выбирают симметричные профили с относительной толщиной несколько меньшей, чем принятая для профилей крыла.

Горизонтальное оперение цельнометаллической конструкции низко расположенное прямое с нулевым углом поперечного V. Вертикальное оперение самолёта стреловидное. Каждый агрегат хвостового оперения состоит из силового набора (каркаса) и работающей обшивки.

1.2.3.2 Взаимное расположение крыла и оперения

Для проектируемого самолёта выбрана классическая аэродинамическая схема, то есть балансировочная схема с хвостовым горизонтальным оперением. Такая схема наиболее полно соответствует заданным требованиям.

Правильность выбора такой схемы подтверждает собранный статистический материал.

С учетом статистики выбираются относительные параметры:

, где

А_ГО – площадь горизонтального оперения;

А_ВО – площадь вертикального оперения;

– относительная площадь горизонтального оперения;

– относительная площадь вертикального оперения.

1.2.3.3 Выбор схемы фюзеляжа

Форму сечения фюзеляжа выбираем «вагонного» типа (прямоугольное сечение со скругленными углами) для наиболее полного использования внутреннего пространства пассажирского салона и кабины экипажа.

Фюзеляжи «вагонного» сечения хуже работают на избыточное давление, чем круглого сечения, но по тактико-технические требования (ТТТ) и сферам авиационного обслуживания проектируемого самолета более приемлема прямоугольная форма сечения.

1.2.4 Выбор схемы шасси

Трехопроное шасси с хвостовой опорой (рисунок 1.6, а) обладает следующими преимуществами:

1) хвостовая опора невелика, простая по конструкции и легкая;

2) схема допускает выполнение посадки на три точки путем перевода самолета в срывной режим. При этом посадочная скорость практически равна скорости сваливания в посадочной конфигурации. Аэродинамическое сопротивление обеспечивает тормозящую силу. Это особенно необходимо при посадке на грунтовой аэродром;

3) при применении тормозов вертикальная нагрузка на основные стойки увеличивается, увеличивая силу торможения.

Рассмотрим основные схемы шасси, показанные на рисунке 1.6.

а) трехопорное шасси с хвостовой опорой; б) трехопорное шасси с носовой опорой.

Рисунок 1.6 – Основные схемы шасси легких самолетов.

Причины, по которым трехопроное шасси с хвостовой опорой было вытеснено трехопорным щасси с носовой опорой, связаны со следующими его недостатками:

1) при сильном торможении самолет стремиться опрокинуться на нос;

2) сила трения торможения колес о взлетно-посадочную полосу (ВПП) приложена впереди центра тяжескти самолета и создает дестабилизирующий момент, когда самолет перемещается под небольшим углом рыскания по отношению к ВПП. Это может вызвать крутой разворот на земле;

3) при посадке на две точки создается момент на кабрирование в результате ударных нагрузок на основные опоры, что приводит к увеличению подъемной силы и подскоку самолета;

4) значительный угол атаки крыла в стояночном положении затрудняет рулежку при сильном ветре;

5) наклонный пол кабины неудобен для пассажиров, загрузки и разгрузки;

6) наклон фюзеляжа ограничивает обзор летчику вперед.

В некоторых конструкциях эти недостатки могут быть частично устранены. Взаимосвязь хвостового колеса с управлением рулем направления обеспечивает простой способ управления самолетом на земле.

Принципиальные преимущества схемы трехопроного шасси с носовой опорой (рисунок. 1.6, б) заключаются в следующем:

1) сила трения торможения колес о ВВП в этой схеме приложена за центром тяжести самолета и создает стабилизирующий путевой момент;

2) при нахождении на земле фюзеляж и пол кабины практически горизонтальны;

3) хороший обзор летчика;

4) носовая стойка защищает от опрокидывания на нос и предохраняет винты от повреждений, позволяя летчику полностью использовать возможности тормозов основных колес;

5) при разбеге сопротивление самолета невелико;

6) при посадке на две точки в результате ударных нагрузок на основные опоры создается пикирующий момент, обеспечивающий самопроизвольное опускание передней опоры шасси и последующий устойчивый пробег на трех опорах.

Постепенный рост посадочных скоростей современных самолетов сделал перечисленные преимущества трехопорной системы шасси с носовой опорой более весомыми по сравнению с имеющимися недостатками:

1) носовая опора шасси должна при торможении воспринимать значительные нагрузки и поэтому она относительно тяжелее;

2) для установки носовой опоры потребуется местное усиление фюзеляжа, а для ее уборки – дополнительный объем, который трудно обеспечить на легких самолетах, не выходя за обводы фюзеляжа.

Это один из наиболее трудных вопросов на этапе предварительного проектирования. Самолеты с убирающимся шасси (по сравнению с самолетами с не убираемым шасси) имеет меньшее аэродинамическое сопротивление в полетной конфигурации. Однако вес самолета увеличивается за счет системы и механизмов уборки-выпуска шасси, колодцев для уборки шасси и т.п.

У низкоплана шасси могут убираться в гондолы двигателей, если на самолете установлены два двигателя на крыльях, или же в отсек фюзеляжа между лонжеронами крыла, в случае если на самолете установлен один двигатель в носовой части фюзеляжа. Поскольку обшивка крыла легкого самолета является неработающей или слабо нагруженной, то компенсация соответствующего выреза в таком крыле будет сопровождаться минимальными затратами веса.

На основании вышеописанного выбираем трехопроное шасси с носовой опорой.

1.2.5 Выбор схемы расположения двигателей

Легкие самолеты с турбовинтовыми двигателями, как правило, бывают двух схем:

- один тянущий двигатель, установленный в носовой части фюзеляжа;

- два тянущих двигателя, установленные на крыле.

Общее число самолетов авиации общего назначения с одним поршневым двигателем в 8-9 раз больше самолетов авиации общего назначения с двумя поршневыми двигателями.

Расположение винтов перед крылом является наиболее приемлемой схемой с аэродинамической и конструктивной точек зрения. Поток от винтов работающих двигателей оказывает благоприятный эффект на срывные характеристики крыла и повышает подъемную силу, особенно при выпущенных закрылках, создавая своеобразную встроенную защиту от сваливания самолета. С другой стороны, при отказе двигателя до перевода винта в режим флюгирования, он создает значительное сопротивление при авторотации, нарушая обтекание крыла. Моменты по крену и рысканию, создаваемые при отказе двигателя, представляют серьезную проблему управления, особенно при взлете. Кроме того, изменение мощности двигателя в полете будет влиять на скос потока за крылом и изменять балансирующий момент от хвостового оперения.

По сравнению с низкопланом высоко расположенное крыло в общем случае создает больше возможностей в отношении расположении в вертикальной плоскости двигателей относительно профиля крыла, так как в этом случае легче обеспечить необходимый зазор между винтом и землей.

На самолетах с низким расположением крыла конструкторы часто вынуждены использовать сравнительно высокое положение двигателей на верхней поверхности крыла или в носовой части фюзеляжа для обеспечения необходимого зазора между винтом и землей. Это может привести к неблагоприятной интерференции между гондолой и крылом, приводящей к преждевременному срыву потока и появлению дополнительного индуктивного сопротивления.

Однако, описанное ранее в пункте 1.1.4 выбираем схему с одним двигателем расположенным в носовой части фюзеляжа, т.к. процент аварии самолетов с одним двигателем на 38% ниже чем у самолетов с двумя двигателями.

1.2.5.2 Выбор типа двигателя

Рассмотрев аналоги конструкций самолетов GM 17 «Viper», EADS Socata TBM 850 и применяемых на них двигателей Walter М601 Е на GM 17 «Viper» мощьностью 750 л.с., а Pratt&Whitney PT6A-66D мощьностью 850 л.с. на самолете EADS Socata TBM 850.

Таблица 1.4 – сравнение летных характеристик самолета с двигателями ТВД

PT6A-66D (рисунок 1.7) и ТВД Walter М601Е (рисунок 1.8).

Самолет	EADS Socata TBM 850	GM 17 «Viper»
Марка двигателя	Pratt&Whitney PT6A-66D	Walter М601Е
Мощьность, л.с. (кВ/ч)	850 (634)	750 (552)
Максимальный вес самолета, кг	3354	3300
Максимальная дальность, км	2815	2760
Максимальная скорость, км/ч	592	430
Максимальный запас топлива, л	865	820
Расход топлива, л/км	3,2543	3,3658
Расход, л/ч	181,9	127,75
Время в пути на максимальное расстояние, ч	4,75	6,4

Анализируя таблицу 1.4, видим, что самолет с двигателем марки Pratt&Whitney PT6A-66D обладает большей максимальной скоростью, большей мощностью и при этом обладает относительно меньшим километровым расходом топлива, однако часовой расход намного более, чем у двигателя Walter М601E. Однако время в полете – тоже имеет значительный фактор в доставке пассажиров, тем более расстояние преодолеваемое самолетом с двигателем Pratt&Whitney PT6A-66D на 55 километров больше.

Выбираем двигатель Pratt&Whitney PT6A-66D (рисунок 1.7).

Рисунок 1.7 – Турбовальный двигатель Pratt&Whitney PT6A-66D

Рисунок 1.8 – Турбовальный двигатель Walter М601E.

1.2.5.3 Выбор воздушного винта

Воздушный винт V-510 (рисунок 1.9) имеет пять лопастей. Винт работает с регулятором постоянных оборотов, управление винтом гидравлическое.

Характерные особенности винта:

- регулятор постоянных оборотов;

- флюгирование и реверсирование;

- относительно большой угол установки лопастей.

Таблица 1.5 – Характеристики воздушного винта V-510 (рисунок 1.9)

Количество лопастей	5
Диаметр винта, м	2,3
Тип	Тянущий
Направление вращения	По часовой стрелке
Способы регулирования
Постоянная скорость, флюгирование и реверсирование
Управление углом установки лопастей	Гидравлическое, двойного действия
Максимальная скорость вращения, об/мин	2080
Сухой вес, кг	83,7
Максимальный угол установки лопастей	103,5°

Рисунок 1.9 - Воздушный винт V-510.

1.3 Расчет основных параметров и массы агрегатов самолета

1.3.1 Расчет основных параметров крыла

Геометрическое удлинение крыла является безразмерным параметром и определяется по формуле:

(1.1)

где l – размах крыла, м;

S – площадь крыла, м².

Удлинение крыла:

Эффективное удлинение крыла λ_эф, определяем по следующей формуле:

, (1.2)

где,

, (1.3)

здесь χ – угол стреловидности крыла

η – сужение крыла, определяется как отношение корневой хорды b₀ к концевой b_k:

(1.4)

Концевую и корневую хорды крыла определяем геометрически по компоновочной схеме с учетом масштаба. По результатам измерений и их переводу в истинный размер имеем следующие значения хорд крыла:

b₀=2,689 м;

b_k=1,031 м.

Находим сужение крыла:

Определяем эффективное удлинение крыла:

м.

Средняя относительная толщина крыла определяется по формуле:

(1.5)

где S_м.кр. – площадь миделевого сечения крыла, определяем геометрически по компоновочной схеме.

S_м.кр.= 1,238 м²

Объем крыла самолета определяем по формуле:

(1.6)

, (1.7)

где η_с – сужение крыла при виде спереди, определяется по формуле:

, (1.8)

здесь и - относительная толщина корневой и концевой части крыла соответственно.

м;

Определяем объем крыла:

м³

1.3.2 Определение геометрических параметров фюзеляжа

В качестве параметров фюзеляжа могут выступать его размеры, представленные на рисунке 1.10:

где l_ф – длина фюзеляжа, l_ф=10,6м;

d_ф – диаметр фюзеляжа, d_ф=1,642 м;

l_н.ч. – длина носовой части, l_н.ч.=2,55 м;

l_хв.ч – длина хвостовой части, l_хв.ч.=3,915 м.

Рисунок 1.10 - Размеры фюзеляжа

Также параметрами фюзеляжа являются площадь миделевого сечения S_м.ф. и безразмерные величины удлинений. Площадь миделевого сечения – это наибольшая площадь сечения фюзеляжа, определяется по следующей формуле:

, (1.9)

м².

Удлинение фюзеляжа определяется по формуле:

, (1.10)

.

Удлинение носовой части определяется по следующей формуле:

, (1.11)

.

Удлинение хвостовой части определяется по следующей формуле:

, (1.12)

.

Объем фюзеляжа определяется по формуле:

, (1.13)

м³.

Площадь поверхности фюзеляжа определяется по формуле:

, (1.14)

м².

Для снижения аэродинамического сопротивления стекла кабины пилотов необходимо максимально отклонить от вертикального положения. Но это может привести к эффекту полного отражения света и ухудшения обзора. Рекомендуется значение угла наклона стекол ⁰.

1.3.3 Проектирование оперения и органов управления

Аэродинамические поверхности, образующие оперение самолета, предназначены для обеспечения устойчивости и управляемости. На проектируемом легком пассажирском самолете выбрана классическая схема расположения оперения позади самолета с высоко расположенным стабилизатором. На основании компоновочной схемы самолета и данных статистики выбираем удлинения λ и сужения η горизонтального (ГО) и вертикального (ВО) оперений с учетом влияния этих параметров на массу конструкции и эффективность оперения.

λ_г.о=5,45;

η_г.о.=1,94;

λ_в.о.=1,5;

η_в.о.=2,85.

При проектировании рулей стремятся выполнить условия постоянства относительной хорды руля по размаху оперения.

Относительные площади рулей направления и высоты:

Относительные площади горизонтального и вертикального оперений:

Площадь горизонтального оперения определяется по формуле:

(1.15)

м².

Площадь вертикального оперения определяется по формуле:

(1.16)

м².

Площадь руля высоты определяется по формуле:

(1.17)

м².

Площадь руля направления определяется по формуле:

(1.18)

м².

1.3.4 Проектирование и выбор основных параметров шасси

В пункте 1.2.4 мы уже описали преимущества и недостатки основных схем шасси и выбрали трехопорное убирающееся шасси с носовой стойкой.

Основными геометрическими параметрами схемы шасси являются:

Продольная база шасси b (расстояние при виде сбоку между осями колес, установленных на носовой и главных опорах):

b=(0,2-0,6)·l_ф, (1.19)

b=0,248·10,6=2,63 м;

Колея шасси B (расстояние при виде спереди между точками касания взлетно-посадочной полосы колесами главных опор);

Вынос главных колес е (расстояние при виде сбоку между вертикалью, проходящей через центр масс самолета, и осью главных колес)

е=(0,06-0,12)·b, (1.20)

е=0,09·2,63=0,237 м;

Вынос переднего колеса а (расстояние при виде сбоку между вертикалью, проходящей через центр масс самолета, и осью заднего колеса)

а=(0,88-0,94)·b, (1.21)

а=0,91·2,63=2,393 м;

, (1.22)

где μ – коэффициент бокового трения , ≈0,85

м.

Угол опрокидывания φ (угол касания хвостовой части фюзеляжа или его предохранительной опоры поверхности взлетно-посадочной полосы), φ=17,5º;

Стояночный угол ψ (угол между строительной горизонталью фюзеляжа и поверхностью взлетно-посадочной полосы), ψ=0º.

Проектируемый самолет может эксплуатироваться на коротких ВПП (класс аэродрома G длина 900-1080м), малоподготовленных или неподготовленных площадок, грунтовых дорог.

1.3.5 Расчет взлетной массы самолета

Взлетная масса самолета представляет собой сумму:

, (1.23)

где m_кон – масса конструкции, кг;

m_с.у. – масса силовой установки, кг;

m_об.упр. – масса оборудования и управления, кг;

m_т – масса топлива, кг;

m_ц.н. – заданная целевая нагрузка, кг;

m_сл – известная служебная нагрузка и снаряжение, кг.

Зависимость m_кон, m_с.у., m_об.упр. от m₀ весьма сильная и сложная, зависимость m_т от m₀ практически линейная. В результате получается сложное трансцендентное уравнение, которое невозможно решить относительно m₀ в явном виде. Выход из этого затруднения следующий.

Чтобы уменьшить влияние m₀ на m_кон, m_с.у., m_об.упр., m_т, разделим обе части на m₀:

. (1.24)

1.3.5.1 Расчет массы конструкции

Эту величину составляют масса крыла, фюзеляжа, оперения и шасси. В относительных величинах масса конструкции определяется по следующей формуле:

, (1.25)

где - относительная масса крыла;

- относительная масса фюзеляжа;

- относительная масса оперения;

- относительная масса шасси.

В среднем 0,08 - 0,12, что составляет от 15 - 25 % массы конструкции самолета. При проектировании легких дозвуковых самолетов с взлетной массой m_о кг относительная масса крыла определяется по следующей формуле:

, (1.26)

где k_мех – коэффициент, определяющий тип механизации, так как присутст-

вуют закрылки (закрылки, предкрылки) k_мех=1;

k_кон – коэффициент, определяющий тип конструкции, при использова-

нии клепаной конструкции k_кон=1;

k_мт – коэффициент, определяющий тип основного материала конструк-

ции, при применении Д16Т (гидросамолеты) k_мт=1;

φ – коэффициент, учитывающий разгрузку крыла, при отсутствии дви-

гателей на крыле:

; (1.27)

k_ш – коэффициент, учитывающий наличие стоек шасси на крыле;

n_p – расчетная перегрузка, для легких самолетов n_p=5,75;

λ – удлинение крыла, λ=7,983;

S – площадь крыла, S=21,3 м²;

- коэффициент, определяющий силовую конструкцию крыла, для

двухлонжеронного крыла ;

- относительная толщина крыла, ;

χ – стреловидность крыла по ¼ хорд, χ=0˚;

η – сужение крыла в плане, η=2,608;

μ – отношение относительных толщин крыла:

(1.28)

Масса фюзеляжа состоит из массы его конструкции с полами, перегородками, гермоднищами, люками, окнами и фонарем пилотской кабины, узлами стыка с крылом и оперением, узлами подвески двигателей и целевой нагрузки.

В среднем 0,12 – 0,18, что составляет от 20 до 30% массы конструкции самолета.

Относительная масса фюзеляжа легких самолетов (m_о кг)

, (1.29)

где k_дв – коэффициент учитывающий положение двигателей, если двигатели

установлены на фюзеляже k_дв=1,14;

– эксплуатационное избыточное давление в гермокабине,

=2,5 Н/см²;

l_ф – длина фюзеляжа, l_ф=10,6 м;

m₀ – взлетная масса самолета, m₀=3400 кг.

.

При проектировании легких дозвуковых самолетов (m_о кг) относительную массу оперения можно определить по следующей формуле:

, (1.30)

где k_V – коэффициент учитывает скорость полета;

k_M – коэффициент учитывает маневренность самолета, k_M=1 для не ма-

невренных самолетов;

S_оп – площадь оперения, S_оп=9,32 м².

Коэффициент k_V определяется по формуле:

, (1.31)

где V_крейс – крейсерская скорость самолета, V_крейс=520 км/ч,

Относительная масса колесного шасси современных самолетов составляет в среднем 0,03 – 0,05.

При проектировании легких самолетов относительную массу шасси можно определить по следующей формуле:

, (1.32)

где k_мт – коэффициент учитывает материал основных стоек шасси, для стоек шасси из металла высокой удельной прочности k_мт=0,65;

k_обт – коэффициент учитывает наличие обтекателя, если обтекателя не

имеется k_обт=1;

Н_ш – высота шасси, Н_ш=1 м;

k_пн – коэффициент учитывает наличие камеры, пневматики с обычной

камерой k_пн=1;

р_пн.гл – давление в пневматиках главных колес, р_пн.гл=2,5 Н/м².

.

1.5.2 Расчет массы силовой установки

При проектировании легких самолетов, оборудованных турбовальными (ТВД) двигателями, относительная масса силовой установки определяется по формуле:

, (1.33)

где k_су – коэффициент, показывающий, во сколько раз масса силовой установки больше массы двигателя, для легких самолетов с ТВД k_су=0,22;

– удельный вес двигателя определяется по формуле:

, (1.34)

где m₀ – чистая масса двигателя.

,

- относительная мощность двигателя:

, (1.35)

где N₀ – взлетная мощность одного двигателя, N₀=634 кВт.

,

.

1.5.3 Расчет относительной массы оборудования

Для расчета относительной массы оборудования и управления легких многоцелевых самолетов используется следующая формула:

, (1.36)

где – относительная масса целевой нагрузки, =0,25;

L_p – расчетная дальность полета, L_p=3100 км;

V_рейс – рейсовая скорость, V_рейс=520 км/ч,

.

1.5.4 Расчет массы топлива

При проектировании легких самолетов относительная масса топлива рассчитывается по формуле:

, (1.37)

где а=0,04-0,05 – для легких неманевренных самолетов;

b=0,05-0,06 – для дозвуковых самолетов.

.

Составляем уравнение существования самолета:

.

1.4 Разработка компоновочной схемы

Разработка компоновочной схемы состоит из подробной проработки общей схемы самолета, с четким детализированным анализом каждой составной части конструкции проектируемого самолета.

Рассмотрим компановку следующих частей самолета:

1) Компоновка фюзеляжа

2) Компоновка крыла

3) Компоновка оперения

4) Компоновка салона

1.4.1 Компоновка фюзеляжа

Фюзеляж самолета представляет собой цельнометаллический полумонокок клепаной конструкции и состоит из двух частей: герметичной кабины и хвостовой конусной части. Герметичная кабина в свою очередь состоит из нескольких секций. Фюзеляж, разбитый на секции, показан на рисунке 1.11.

1) передняя секция, 2) верхняя секция, 3) секция дверного проема,

4) центральная секция№1, 5) центральная секция №2, 6) хвостовая секция.

Рисунок 1.11 – Общая схема фюзеляжа.

Все секции и части фюзеляжа стыкуются между собой неразъемно. К шпангоуту передней секции кабины крепится силовая конструкция, в которой размещается ниша передней опоры шасси. Герметичной является часть кабины расположенная над полом. Доступ в кабину осуществляется через дверной проем расположенный с левой стороны фюзеляжа.

Каркас фюзеляжа образован поперечным и продольным наборами. Поперечный набор состоит из шпангоутов, продольный набор состоит и стрингеров уголкового сечения, расположенных равномерно по периметру, двух центральных балок с высотой до уровня пола и профиля швеллерного сечения по каждому борту сверху и снизу оконных проемов и по линии пола.

Обшивка фюзеляжа выполнена из дюралюминиевых листов. Крепление обшивки к каркасу заклепочное. Поперечные стыки листов обшивки осуществляются по шпангоутам, продольные стыки - по верхнему и нижнему оконным профилям, по профилю пола, а в задней части фюзеляжа – по оси хвостового конуса.

Обшивка всех частей фюзеляжа имеет толщину 1мм. Для подхода к агрегатам и обслуживания систем в обшивке фюзеляжа сделаны эксплуатационные люки. В хвостовой части фюзеляжа на левом борту расположен люк для подхода к радиооборудованию, агрегатам кислородной системы и проводке управления. Люк закрывается крышкой из алюминиевого сплава. Крышка в закрытом положении удерживается винтами с анкерными гайками. Окантовка люка выполнена из алюминиевого сплава с подштамповкой и приклепана к каркасу фюзеляжа.

1.4.2 Компоновка крыла

Крыло самолета прямое в плане, трехлонжеронное, состоит из двух трапециевидных отъемных консолей с изломом передней кромки. Крыло снабжено элеронами и закрылками. Стыковка консолей крыла друг с другом осуществляется по оси самолета на центральных лонжеронах, консольно выходящих из правого и левого крыла, при помощи стыковых накладок и профилей. По борту фюзеляжа центральный лонжерон при помощи распорных фитингов крепится к шпангоутам. Кроме того консоли крыла шарнирно крепятся к фюзеляжу.

Щель по борту фюзеляжа закрыта зализом. На консолях крыла установлены главные опоры шасси. Для размещения колеса и стойки в убранном положении в консолях крыла сделаны ниши. В каждой консоли крыла установлено по два топливных бака камерного типа. По передней кромке консолей крыла расположены резиновые протекторы антиобледенительной системы.

Компоновка крыла показаны на рисунке 1.12

1) консоль крыла, 2) внешний топливный бак, 3) внутренний топливный бак, 4) ниша стойки шасси, 5) ось заднего лонжерона, 6) ось переднего лонжерона, 7) ось центрального лонжерона, 8) элерон, 9) закрылок.

Рисунок 1.12 - Компоновка крыла.

1.4.2.1 Консоль крыла

Консоли крыла - цельнометаллические, состоят из каркаса и обшивок разной толщины. Каркас состоит из продольного и поперечного силового набора. Поперечный набор из штампованных нервюр. В районе внутреннего топливного бака, от бортовой нервюры до нервюры на изломе крыла, обшивка усилена при помощи штампованной из листа накладки решетчатой конфигурации. Нервюры, на которых крепятся основные стойки шасси, усилены. На бортовой нервюре по переднему и заднему лонжеронам находятся кронштейны стыковки крыла и фюзеляжа.

Продольный набор составляют три лонжерона, передний, центральный и задний, и стрингеры.

1.4.2.2 Элерон

На крыле установлены элероны с осевой компенсацией и весовой балансировкой. Элероны статически и динамически сбалансированы. Элероны имеют тросовый привод. При помощи тросового привода элероны связаны с рулем направления. Элерон состоит из каркаса и обшивки. Каркас состоит из лонжерона, штампованных нервюр, и П - образного стрингера в хвостовой части. Подвеска элерона осуществляется на двух узлах. На внешнем торце элерона на выносном кронштейне установлены стальные балансировочные грузы. На правом элероне установлен управляемый триммер.

1.4.2.3 Закрылок

Закрылок самолета расположен в корневой части крыла. Закрылок – однощелевой, выдвижной, с электромеханическим приводом. Каркас закрылка – однолонжеронной конструкции с продольным П - образным профилем в хвостовой части и набором нервюр. Штоки винтовых механизмов привода подсоединяются к закрылку в его средней части. Винтовые механизмы левого и правого закрылков соединены с электродвигателем валами трансмиссии. Каждый закрылок навешивается на три кронштейна, закрепленных на крыле. Кронштейны имеют по две прямых прорези, расположенных под углом друг к другу. Прорези являются направляющими для роликов, закрепленных на ответных кронштейнах на закрылках.

1.4.3 Компоновка оперения

Хвостовое оперение самолета цельнометаллическое, свободнонесущее, состоит из стабилизатора с рулем высоты, киля с рулем направления, форкиля и подфюзеляжного гребня.

1.4.3.1 Горизонтальное оперение

Стабилизатор (рисунок 1.13) двухлонжеронной конструкции, неразъемный. На переднем и заднем лонжеронах установлены узлы для крепления стабилизатора к фюзеляжу.

1) обшивка передней кромки, 2) нижняя обшивка, 3) верхняя обшивка, 4) передний лонжерон, 5) задний лонжерон, 6) узел навески руля высоты,

7) косынка усиления, 8) носок нервюры, 9) нервюра, 10) торцевая нервюра, 11) законцовка.

Рисунок 1.13 – Стабилизатор.

Стабилизатор состоит из двух симметричных половин. Каркас каждой из них состоит из двух лонжеронов, нервюр и стрингеров. Передний и задний лонжероны швеллерного сечения. Нервюры состоят из двух частей: носка и средней части, которые стыкуются между собой на стенке лонжерона. Стенки нервюр имеют отверстия облегчения. В местах крепления к заднему лонжерону нервюр, расположены узлы навески руля высоты. Зона крепления узла по пятой нервюре сверху и снизу усилена накладками. Обшивка стабилизатора изготовлена из сплава аналогичного Д16. Состоит из обшивки передней кромки, верхней и нижних обшивок, которые крепятся к каркасу заклепками. Законцовки стабилизатора – стеклопластиковые.

Для крепления стабилизатора к фюзеляжу стенки лонжеронов стабилизатора имеют участки, заходящие внутрь фюзеляжа, которые крепятся болтами к стенкам шпангоутов.

Руль высоты - однолонжеронной конструкции состоит из двух половин, объединенных системой управления. Каждая половина руля высоты шарнирно подвешена к стабилизатору на двух узлах. На каждой половине руля высоты установлен триммер цельнометаллической конструкции. Весовая балансировка руля высоты обеспечивается стальными грузами.

Каркас каждой половины руля состоит из лонжерона, стенки, штампованных нервюр и профиля задней кромки. Нервюры крепятся к лонжерону заклепками. Стенки нервюр имеют отверстия облегчения. К носкам нервюр приклепан лобовой обтекатель из листового дюралюминия, состоящий у каждой половины из трех частей. Руль высоты имеет два узла навески. Руль высоты имеет роговой аэродинамический компенсатор, на котором установлен балансировочный груз. Обшивка руля высоты изготовлена из дюралюминия, законцовки – стеклопластиковые.

1.4.3.2 Вертикальное оперение

Вертикальное оперение состоит из трапециевидного киля, руля направления и управляемого триммера. Каркас киля состоит из двух лонжеронов, нервюр и стрингеров.

Передний и задний лонжероны выполнены в виде балок швеллерного сечения. По всей длине в стенках лонжеронов имеются отверстия облегчения. Передний и задний лонжероны изготовлены из листа сплава аналогичному Д16Т. Все нервюры киля и задняя стенка отштампованы из дюралюминиевого листа. Стыковка киля с фюзеляжем осуществляется на нижних концах лонжеронов, которые крепятся болтами к стенкам шпангоутов фюзеляжа. К переднему лонжерону киля приклепан лобовой обтекатель. Нижняя часть обтекателя обеспечивает плавное сопряжение с поверхностью форкиля, установленного на хвостовой части фюзеляжа. Верхняя часть киля образована законцовкой, имеющей обшивку, изготовленную выклейкой из стеклоткани и связующего вещества.

Руль направления (рисунок 1.14) навешен на трех узлах к заднему лонжерону киля и состоит из лонжерона, штампованных нервюр и продольной стенки профиля задней кромки, верхней и нижней законцовок, обшивок. Конструкция руля направления аналогична конструкции руля высоты.

Конструкция триммера аналогична конструкции триммера руля высоты.

1) законцовка, 2) лобовой обтекатель, 3) обшивка, 4) лонжерон, 5) стенка,

6) носок нервюры, 7) нервюра, 8) груз балансировочный, 9) триммер руля направления.

Рисунок 1.14 – Руль направления.

1.4.4 Компоновка салона

Разработка компоновки салона включает в себя проектирование салона, расположение и количество посадочных мест для пассажиров, а так же различные типы классов пассажирской кабины самолета, например VIP-класс, бизнес класс, административный вариант и т.д.

Рассмотрим вариант двух видов компоновки пассажирской кабины:

1) административный вариант (рисунок 1.16);

2) вариант бизнес-класса (рисунок 1.15).

Как известно, чем выше класс пассажирской кабины, тем менее пассажиров может поместиться в заданные габариты кабины, но тем более комфортным будет перелет. Варианты с меньшим набором удобств вмещают большее количество пассажиров в те же габариты салона. Поэтому разработаем компоновку пассажирской кабины с габаритами ширина-1,32м, длина-4,4м, высота-1,3м.

Рисунок 1.15 – Компоновка салона (бизнес-класс).

Рисунок 1.16 – Компоновка салона (административный вариант).

1.5 Расчет центровки самолета

Одной из важнейших задач компоновки самолета является определение цента масс. Этот процесс называется центровкой самолета.

Центровка определяется по двум осям: горизонтальной OX и вертикальной OY. За начало координат при расчете центровки примем начало корневой хорды крыла. В этом случае грузы, находящиеся спереди от начала координат, будут иметь отрицательную величину абсцисс.

Расчету центровки обязательно предшествует составление весовой сводки или ведомости. Затем подсчитываются статические моменты масс основных элементов (грузов) относительно начала координат; частное от деления суммы этих статических моментов на сумму масс и дает координату положения центра масс.

После подсчета , и получаем координаты центров масс:

, (1.38)

. (1.39)

А значение центровки определяется по следующей формуле:

, (1.40)

где x_А=0,841 – расстояние от начала координат до b_А, м;

b_А=1,94 – средняя аэродинамическая хорда крыла, м.

Расчет центровки будем производить для 4 случаев:

- при взлете (самолет с полной нагрузкой, баки заполнены соответствующим количеством топлива);

- при стоянке (пустой самолет без нагрузки и без топлива);

- при перегоне (самолет с одним пилотом и 100% топлива);

- при посадке (самолет с полной нагрузкой и 5% топлива).

Таблица 1.6 - Центровочная ведомость самолета с полной нагрузкой, баки

заполнены соответствующим количеством топлива

Агрегат, груз	Mасса m_i, кг	Kоор. x_i, м	Kоор. y_i, м	∑(m_ix_i)	∑(m_iy_i)
Крыло	380	1,144	0,041	434,863	15,60446
Фюзеляж	680	1,616	0,423	1098,985	287,9772
Горизонтальное оперение	53	6,126	1,044	324,678	55,32552
Вертикальное оперение	22	6,390	1,749	140,586	38,48039
Шасси носовое	102	-1,368	-0,593	-139,491	-60,4616
Шасси основное	48	1,228	-0,674	58,952	-32,3477
Двигатель	215	-1,842	0,474	-396,120	101,9079
Топливо	900	1,025	-0,002	922,496	-1,97558
Авионика и управление	155	-0,298	0,609	-46,167	94,39368
оборудование	60	5,188	0,669	311,286	40,12289
Пилот	80	0,555	0,532	44,393	42,52722
Пассажиры	525	2,100	0,532	1102,500	279,0849
Груз	140	4,007	0,456	561,028	63,77696
Кислородная система	40	4,519	0,423	180,743	16,93983

Координата центра масс:

м,

м.

Центровка:

.

Таблица 1.7 - Центровочная ведомость самолета с полной нагрузкой и 5%

топлива

Агрегат, груз	Mасса m_i, кг	Kоор. x_i, м	Kоор. y_i, м	∑(m_ix_i)	∑(m_iy_i)
Крыло	380	1,144	0,041	434,863	15,60446
Фюзеляж	680	1,616	0,423	1098,985	287,9772
Горизонтальное оперение	53	6,126	1,044	324,678	55,32552
Вертикальное оперение	22	6,390	1,749	140,586	38,48039
Шасси носовое	102	-1,368	-0,593	-139,491	-60,4616
Шасси основное	48	1,228	-0,674	58,952	-32,3477
Двигатель	215	-1,842	0,474	-396,120	101,9079
Топливо	0	1,025	-0,002	0,000	0
Авионика и управление	155	-0,298	0,609	-46,167	94,39368
оборудование	60	5,188	0,669	311,286	40,12289
Пилот	0	0,555	0,532	0,000	0
Пассажиры	0	2,100	0,532	0,000	0
Груз	0	4,007	0,456	0,000	0
Кислородная система	40	4,519	0,423	180,743	16,93983

Координата центра масс:

м,

м.

Центровка:

.

Таблица 1.8 - Центровочная ведомость пустого самолета без нагрузки и топ

лива

Агрегат, груз	Mасса m_i, кг	Kоор. x_i, м	Kоор. y_i, м	∑(m_ix_i)	∑(m_iy_i)
Крыло	380	1,144	0,041	434,863	15,60446
Фюзеляж	680	1,616	0,423	1098,985	287,9772
Горизонтальное оперение	53	6,126	1,044	324,678	55,32552
Вертикальное оперение	22	6,390	1,749	140,586	38,48039
Шасси носовое	102	-1,368	-0,593	-139,491	-60,4616
Шасси основное	48	1,228	-0,674	58,952	-32,3477
Двигатель	215	-1,842	0,474	-396,120	101,9079
Топливо	900	1,025	-0,002	922,496	-1,97558
Авионика и управление	155	-0,298	0,609	-46,167	94,39368
оборудование	60	5,188	0,669	311,286	40,12289
Пилот	80	0,555	0,532	44,393	42,52722
Пассажиры	0	2,100	0,532	0,000	0
Груз	0	4,007	0,456	0,000	0
Кислородная система	40	4,519	0,423	180,743	16,93983

Координата центра масс:

м,

м.

Центровка:

.

Таблица 1.9 - Центровочная ведомость самолета с одним пилотом и 100%

топлива, перегоночный вариант

Агрегат, груз	Mасса m_i, кг	Kоор. x_i, м	Kоор. y_i, м	∑(m_ix_i)	∑(m_iy_i)
Крыло	380	1,144	0,041	434,863	15,60446
Фюзеляж	680	1,616	0,423	1098,985	287,9772
Горизонтальное оперение	53	6,126	1,044	324,678	55,32552
Вертикальное оперение	22	6,390	1,749	140,586	38,48039
Шасси носовое	102	-1,368	-0,593	-139,491	-60,4616
Шасси основное	48	1,228	-0,674	58,952	-32,3477
Двигатель	215	-1,842	0,474	-396,120	101,9079
Топливо	45	1,025	-0,002	46,125	-0,09878
Авионика и управление	155	-0,298	0,609	-46,167	94,39368
оборудование	60	5,188	0,669	311,286	40,12289
Пилот	80	0,555	0,532	44,393	42,52722
Пассажиры	525	2,100	0,532	1102,500	279,0849
Груз	140	4,007	0,456	561,028	63,77696
Кислородная система	40	4,519	0,423	180,743	16,93983

Координата центра масс:

м,

м.

Центровка:

.

Предельно передняя центровка определяется, как правило, условиями запаса управляемости при взлёте и посадке. По статистике предельно передняя центровка, допустимая в эксплуатации составляет:

%

Предельно задняя центровка определяется условиями достаточного запаса продольной устойчивости в полёте. По статистике предельно задняя центровка, допустимая в эксплуатации, составляет:

%

Полученный расчетный эксплуатационный диапазон центровок находится в заданных пределах разбега центровки.

Если в результате проведенных расчетов эти значения не получаются, то необходимо перемещать центр масс самолёта. Это достигается путём перемещения всего фюзеляжа с размещенными на нем грузами относительно крыла или перемещением отдельных весомых агрегатов внутри фюзеляжа по оси Х.

1.6 Разработка 3D-модели самолета

Разработка 3D-модели самолета (агрегата, узла, отсека) производиться на ЭВМ при помощи специальных программных комплексов CAD, CAM, CAE. 3D модель создается для того, чтобы не приходилось создавать самолет, агрегат, отсек «вживую» а посмотреть, как он будет выглядеть, т.е. его первоначальных и конечный облик. Для разработки 3D-моделей могут понадобиться от самых простых программ типа Компас, AutoCad до самых сложных, таких как SolidWorks, Catia.

Применение комплекса Сatia позволяет полностью разработать самолет в 3D, от винтика до самолета в целом, также рассчитать необходимые технологические разъемы для удобного обслуживания самолета.

Так же 3D модели нужны для прочностных расчетов, аэродинамических и других. Программные комплексы для расчетов простых элементов осуществляются в Nastran, более сложные и статически неопределимые расчеты производятся в системе Ansys.

Пример разработки 3D-модели в данной дипломной проекте с применением программы Компас 3D было сделано крыло самолета, показанное на рисунке 1.17

Рисунок 1.17 - 3D-модель крыла самолета.

1.7 Расчет летно-технических характеристик

1.7.1 Расчет и построение поляры самолета

Необходимые исходные данные:

S=21,3 м² – площадь крыла;

l=13,04 м – размах крыла;

V_крейс=144,4 м/с – крейсерская скорость;

Н_р=9449 м – расчетная высота;

a_h=301,6 м/с – скорость звука на расчетной высоте;

ν_h=3,227·10^-5 м^-4/с – кинематический коэф-т вязкости на расчетной высоте;

с=0,138 – относительная толщина крыла;

d_f=1,5 м – диаметр фюзеляжа;

L_oper=6,044 м – размах оперения;

L_f=10,6 м – длина фюзеляжа.

Для построения поляры самолета следует определить коэффициент подъемной силы и коэффициент лобового сопротивления самолета в диапазоне летных углов атаки. При этом принимают, что подъемная сила самолета равна подъемной силе крыла, а сопротивление самолета состоит из сопротивления крыла и суммы сопротивлений всех остальных несущих частей.

Расчет сопротивления крыла ведется в предположении, что профильное сопротивление заданного крыла переменного профиля можно принять равным профильному сопротивлению эквивалентного прямоугольного крыла, имеющего туже площадь и постоянную хорду, равную средней геометрической хорде заданного крыла.

Определяем эквивалентную хорду крыла:

м. (1.41)

При расчете крыла следует определить расчетную скорость и расчетное число Маха, для чего также необходимо определить угол стреловидности крыла.

1.7.1.1 Определяем среднюю аэродинамическую хорду крыла.

Рисунок 1.18 – Схема расчета средней аэродинамической хорды крыла.

На рисунке 1.18 b₀=2,689м – корневая хорда крыла, b_к=1,031м – концевая хорда крыла, средняя аэродинамическая хорда крыла b_а=1,93 м, то угол стреловидности χ≈0^о, в радианах радиан.

Расчетная скорость

V_расч=V_крейс·cos(χ)=144,4 м/с (1.42)

Крейсерское число Маха

(1.43)

1.7.1.2 Расчет и построение поляры самолета при М_расч<М_кр

Определение минимального коэффициента лобового сопротивления крыла

Определяем число Рейнольдса

(1.44)

Определяем точку перехода x_t ламинарного пограничного слоя в турбулентный, x_t=40%. Определяем коэффициент трения плоской пластинки 2C_f=4,5·10^-3 по рисунку 1.19

Рисунок 1.19 – график зависимости x_t от к-та трения плоской пластинки 2C_f

Определяем коэффициент профильного сопротивления гладкого крыла

C_xp_._min._iz._kr=2C_f·(0,93+2,8·с)·(1+5·с·М_расч⁴)=6,087·10^-3 (1.45)

Дополнительные вредные сопротивления крыла ∑∆С_ха=0,002.

Определение минимального коэффициента лобового сопротивления изолированного крыла

C_x_а._min._iz._kr= C_xp_._min._iz._kr+∑∆С_ха=8,087·10^-3 (1.46)

Коэффициент интерференции, зависящий от формы фюзеляжа и взаимного расположения крыла и фюзеляжа k_int=0,5 выбираем из таблицы 1.10.

Таблица 1.10 – Значение коэффициента интерференции

	Форма сечения фюзеляжа	Значение коэффициента интерференции k_int
Низкоплан	Фюзеляж с круглым сечением	0,25
	Фюзеляж с овальным сечением	0,5
	Фюзеляж, имеющий прямые стенки	0,6
Среднеплан	Фюзеляж любого сечения	0,85
Высокоплан	Фюзеляж любого сечения	0,9-1,0

Определение подфюзеляжной части крыла

S_pf=d_f·b₀= 3,89м² (1.47)

Определение площади миделевого сечения фюзеляжа

м² (1.48)

1.7.1.3 Определение минимального коэффициента лобового

сопротивления крыла.

(1.49)

1.7.1.4 Определение коэффициента лобового сопротивления оперения

Коэффициент профильного сопротивления оперения определяется аналогично коэффициенту профильного сопротивления крыла.

C_xa_._oper=0,008 – 0,012

Принимаем C_xa_._oper=0,008

Определяем площадь горизонтального оперения

м² (1.50)

Определяем площадь вертикального оперения

м² (1.51)

где b_0во=0,8 м – корневая хорда оперения;

b_кво=1,9 м – концевая хорда оперения;

h_в.опер=1,8 м – высота вертикального оперения.

Площадь оперения:

S_oper= S_vert.oper+S_г_.oper=9,72 м² . (1.52)

1.7.1.5 Определение лобового сопротивления фюзеляжа

Определение коэффициента профильного сопротивления фюзеляжа.

Определение числа Рейнольдса фюзеляжа

(1.53)

Определяем удлинение фюзеляжа

(1.54)

Коэффициент трения плоской кабины С_f =0,002 определяем по рисунку 1.20

Рисунок 1.20 – Определение коэффициента трения С_f плоской пластинки.

Определяем коэффициент η_с=1,12 учитывающий толщину фюзеляжа, по сравнению с плоской пластинкой по рисунку 1.21.

Рисунок 1.21 – Определение коэффициента η_с.

Определяем удлинение носовой части фюзеляжа

L_fn=2,55 м –длина носовой части фюзеляжа

(1.55)

По значению λ_нф определяем коэффициент η_м=1,17 по рисунку 1.22.

Рисунок 1.22 – Определение коэффициента η_м.

Определяем поверхность фюзеляжа

м² (1.56)

Определяем коэффициент профильного сопротивления фюзеляжа

(1.57)

1.7.1.6 Сводка вредных сопротивлений самолета

(1.58)

1.7.1.7 Определение индуктивного сопротивления самолета

Определение удлинения крыла

(1.59)

Определение сужения крыла

(1.60)

Рисунок 1.23 – Определение поправки δ.

Определяем поправку δ=0,018 по полученному значению η.

Определение эффективного удлинения крыла

(1.61)

1.7.1.8 Определение прироста коэффициента вредных сопротивлений ∆С_ха.вр при углах атаки, отличных от нулевого угла атаки

C_ya_._max._seh=1,4 – максимальный коэффициент подъемной силы профиля

Выбираем коэффициент зависящий от сужения крыла К_η из таблицы 1.11.

Таблица 1.11 – значение коэффициента.

η	1	2	3	4
Кη	0,9	0,94	0,93	0,92

Предварительно определяем значение максимального коэффициента подъемной силы крыла

(1.62)

1.7.1.9 Построение поляры самолета

Определяем коэффициент индуктивного сопротивления для диапазона значений коэффициента подъемной силы.

(1.63)

Определение среднего значения подъемной силы

(1.64)

Определяем значения дополнительного вредного сопротивления, для этого проинтерполируем по рисунку 1.24.

∆С_xa._vr=linter(C_ya_сред,delC_xa_._vr,C_ya_._cr) (1.65)

Определяем коэффициент лобового сопротивления самолета

C_xa_._sam=C_x₀+∆C_xa_._vr+C_xa_._i (1.66)

Рисунок 1.24 – Определение дополнительного вредного сопротивления

∆С_ха.вр.

1.7.1.10 Поляра самолета

Рисунок 1.25 – Поляра самолета.

1.7.1.11 Построение кривой коэффициента подъемной силы

Наклон кривой и коэффициент нулевой подъемной силы для эквивалентного крыла согласно статистическим данным

а₀=0,1

α₀=0 град

Наклон прямой для крыла

(1.67)

Летный диапазон углов атаки

(1.68)

По полученным результатам летных углов атаки построим кривую коэффициента подъемной силы

Рисунок 1.26 – Кривая подъемной силы.

1.7.2 расчет летно-технических характеристик самолета

1.7.2.1 Общие сведения

Расчет летных характеристик самолетов с турбовальным двигателем (ТВД) производится по методу мощностей. В основе метода лежит сравнение располагаемых и потребных тяг или мощностей. Расчет выполняется для установившегося режима полета.

Под установившимся режимом понимается режим, для которого основные кинематические параметры движения и, прежде всего, скорость, постоянны или меняются медленно.

Условием установившегося полета является равновесие всех внешних сил, включая и силу тяги, действующую на самолет.

В основе метода аэродинамического расчета лежит сопоставление значения потребного параметра для осуществления выбранного режима полета, со значением располагаемой величиной этого же параметра, которое обеспечивает двигатель, установленный на самолете.

Метод аэродинамического расчета, основанный на сравнении величин потребной и располагаемой тяг (мощностей) называется методом тяг (мощностей) построенный Н. Е. Жуковским.

В методе тяг (мощностей) условием установившегося полета является равенство потребной и располагаемой сил тяги (мощности).

Исходными уравнениями этого метода аэродинамического расчета являются уравнения вида:

, (1.69)

где Р – тяга двигателя, Н;

- угол атаки, град;

- угол пути, град;

- угол наклона траектории к горизонту, град;

- коэффициент лобового сопротивления;

- коэффициент подъемной силы;

S – площадь крыла, м²;

- плотность воздуха на расчетной высоте, кг/м³;

- скорость полета, м/с;

m – масса самолета, кг;

g –ускорение свободного падения, м/с².

1.7.2.2 Расчет располагаемых мощностей ТВД

Эквивалентные мощности ТВД в зависимости от скорости и высоты можно получить, пользуясь высотно-скоростными характеристиками , рисунок 1.27.

Рисунок 1.27 – Высотно-скоростные характеристики ТВД.

Эквивалентная мощность ТВД равна сумме мощности на валу винта N_в и мощности реактивной струи газов на выходе их сопла N_реак.

N_э= N_в+ N_реак (1.70)

Реактивная мощность при увеличении скорости полета увеличиваеться и становиться равной 10-18% от эквивалентной мощности двигателя. С достаточной степенью точности можно принять:

N_реак=0,12N_э (1.71)

Тогда из (1.70) получим:

N_в=0,88N_э (1.72)

Мощность на валу винта меняется с изменением скорости, так как КПД винта η_р – величина переменная:

N_ηр=0,88η_рN_э (1.73)

Следовательно, располагаемая мощность одного ТВД определяется по формуле (1.74)

, (1.74)

где i – число двигателей.

Задаваясь высотой и скоростью полета, определяем эквивалентную мощность N_э

, (1.75)

где N_э0 – эквивалентная мощность у земли, (Вт).

Рисунок 1.28 – Характеристики винта

берем по высотно-скоростным характеристикам рисунка 1.27.

Определив расчетный КПД винта η_р, определяемый по рисунку 1.28 с учетом коэффициентов и , находим располагаемую мощность одного двигателя.

Значения коэффициентов и определяется по формулам:

, (1.76)

, (1.77)

где V - скорость полета на расчетной высоте, м/с;

- плотность на расчетной высоте, кг/м³;

- число оборотов винта в секунду;

N_вал - мощность на валу винта на расчетной высоте, Вт.

Расчет оформляем в виде таблицы 1.12 для высот от 0 до м с

интервалом 3000 м. В диапазоне скоростей от 40 м/с до Vрасч+40 м/с. По данным таблицы строим кривые Nр=f(V,H) рисунок 1.29.

Таблица 1.12 – расчет располагаемых мощностей

Н=0 м		Скорость V, м/с
		40	80	120	144,4	184,4
		1,03	1,06	1,11	1,18	1,22
	N_э	653020	672040	703740	748120	773480
	N_вал	574657,6	591395,2	619291,2	658345,6	680662,4
	λ	0,57971	1,15942029	1,73913	2,092753623	2,672464
	β	0,257338	0,26483277	0,277325	0,294813839	0,304808
	η_р	0,35	0,42	0,55	0,75	0,92
	N_р	279492,6	329030,784	425059	583533,6	719027
	n_с	30	30	30	30	30

продолжение таблицы 1.12

Н=3000 м	Скорость V, м/с
		40	80	120	144,4	184,4
		0,83	0,88	0,94	0,97	1,04
	N_э	526220	557920	595960	614980	659360
	N_вал	463073,6	490969,6	524444,8	541182,4	580236,8
	λ	0,57971	1,15942029	1,73913	2,092753623	2,672464
	β	0,293145	0,310804841	0,331996	0,3425917	0,367315
	η_р	0,31815	0,38178	0,49995	0,70902	0,83628
	N_р	210473,3	254392,7739	333711,4	457506,7452	564363,6
	n_с	30	30	30	30	30
Н=6000 м	Скорость V, м/с
		40	80	120	144,4	184,4
		0,69	0,71	0,74	0,78	0,82
	N_э	437460	450140	469160	494520	519880
	N_вал	384964,8	396123,2	412860,8	435177,6	457494,4
	λ	0,57971	1,15942029	1,73913	2,092753623	2,672464
	β	0,33615	0,345893117	0,360508	0,379995255	0,399482
	η_р	0,23065	0,27678	0,36245	0,51402	0,60628
	N_р	141287,3	163655,7793	205940,6	283032,39	339755,3
	n_с	30	30	30	30	30
Н=9449 м	Скорость V, м/с
		40	80	120	144,4	184,4
		0,54	0,57	0,59	0,61	0,64
	N_э	342360	361380	374060	386740	405760
	N_вал	301276,8	318014,4	329172,8	340331,2	357068,8
	λ	0,57971	1,15942029	1,73913	2,092753623	2,672464
	β	0,395812	0,417801246	0,432461	0,447120632	0,46911
	η_р	0,1533	0,18396	0,2409	0,34164	0,40296
	N_р	87268,93	101867,529	124184,9	162679,5512	192575,6
	n_с	30	30	30	30	30
Н=11449 м	Скорость V, м/с
		40	80	120	144,4	184,4
		0,41	0,43	0,45	0,48	0,51
	N_э	259940	272620	285300	304320	323340
	N_вал	228747,2	239905,6	251064	267801,6	284539,2
	λ	0,57971	1,15942029	1,73913	2,092753623	2,672464
	β	0,391754	0,41086407	0,429974	0,458638962	0,487304
	η_р	0,1176	0,14112	0,1848	0,26208	0,30912
	N_р	58093,47	66569,87827	80632,63	106703,8433	126757,6
	n_с	30	30	30	30	30

Рисунок 1.29 – Располагаемые мощности

1.7.2.3 Расчет потребных мощностей ТВД

Потребные мощности N_п определяем для самолетов, где в качестве движетеля используеться воздушный винт.

Расчет состоит в следующем ( сжимаемостью воздуха прненебрегаем).

1) задаем углы атаки α от 0 до α_кр с интервалом 2^о;

2) по зависимости C_уа=f(α) находим соответствующие значения C_уа;

3) по поляре находим соответствующие значения коэффициента лобового сопротивления C_ха;

4) Определяем аэродинамическое качество К

(1.78)

5) Определяем потребную тягу Р_п

Вт, (1.79)

где g – ускорение свободного падения,

m_ср – средний вес самолета, рассчитываемый по формуле (1.80)

кг, (1.80)

где m – вес самолета,

m_топ - масса топлива.

6) определяем потребную скорость V горизонтального полета

м/с, (1.81)

7) определяем потребную мощность

Вт (1.82)

Расчет выполняем для высот от 0 до Н_расч+2000 с интервалом 3000 м. Расчет оформляем в таблицу 1.13. по результатам расчета строим кривые зависимости N_п=f(V,H). Эти кривые наносим в одинаковом масштабе на график зависимости N_р=f(V,H). Получаем график зависимости располагаемых и потребных мощностей показанных на рисунке 1.30.

Таблица 1.13 – Располагаемые и потребные мощности

Н=0 м	α	0	2	4	6	8	9
	С_уа	0	0,21	0,42	0,63	0,84	0,945
	С_ха	0,016	0,021	0,027	0,038	0,055	0,06
	К	0	10	15,55	16,57	15,27	15,75
	Р_п	0	2893,95	1860,39	1745,55	1894,84	1837,42
	V	0	100,34	70,95	57,93	50,17	47,3
	N_п	0	290402,61	132007,9	101130,68	95072,28	86918,8

продолжение таблицы 1.13

Н=3000 м	α	0	2	4	6	8	9
	С_уа	0	0,21	0,42	0,63	0,84	0,945
	С_ха	0,016	0,021	0,027	0,038	0,055	0,06
	К	0	10	15,55	16,57	15,27	15,75
	Р_п	0	2893,95	1860,39	1745,55	1894,84	1837,42
	V	0	119,31	84,36	68,88	59,65	56,24
	N_п	0	345278,98	156953	120240,9952	113037,8	103343,5
Н=6000 м	α	0	2	4	6	8	9
	С_уа	0	0,21	0,42	0,63	0,84	0,945
	С_ха	0,016	0,021	0,027	0,038	0,055	0,06
	К	0	10	15,55	16,57	15,27	15,75
	Р_п	0	2893,95	1860,39	1745,55	1894,84	1837,42
	V	0	140,12	99,08	80,9	70,06	66,05
	N_п	0	405517,29	184335,4	141218,56	132758,6	121373,1
Н=9449м	α	0	2	4	6	8	9
	С_уа	0	0,21	0,42	0,63	0,84	0,945
	С_ха	0,016	0,021	0,027	0,038	0,055	0,06
	К	0	10	15,55	16,57	15,27	15,75
	Р_п	0	2893,95	1860,39	1745,55	1894,84	1837,42
	V	0	171,87	121,53	99,23	85,93	81,02
	N_п	0	497410,59	226107,3	173219,76	162842,8	148877,2
Н=11449 м	α	0	2	4	6	8	9
	С_уа	0	0,21	0,42	0,63	0,84	0,945
	С_ха	0,016	0,021	0,027	0,038	0,055	0,06
	К	0	10	15,55	16,57	15,27	15,75
	Р_п	0	2893,95	1860,39	1745,55	1894,84	1837,42
	V	0	196,24	138,76	113,3	98,12	92,5
	N_п	0	567913,83	258155,8	197772,02	185924,2	169979,1

Рисунок 1.30 - Располагаемые и потребные мощности

1.7.2.4 Расчет вертикальных скоростей

Вертикальная составляющая скорости полета по наклонной траектории, называется вертикальной скоростью V_у и рассчитывается по формуле (1.83)

м/с, (1.83)

где ΔN – разность между располагаемой и потребной мощностями при скорости полета V, определяется

ΔN=N_р-N_п (1.84)

Таблица 1.14 – Разность между располагаемой и потребной мощностями

Высота, м	Скорость V, м/с
Высота, м	40	80	120	144,4	184,4
0	-10910,05	197022,9	323928,27	488461,3	632108,2
3000	-134805,71	97439,78	213470,38	344469	461020,1
6000	-264229,95	-20679,7	64722,03	150273,8	218382,2
9449	-410141,65	-124240	-49034,83	-163,2	43698,44
1449	-509820,35	-191586	-117139,39	-79220,3	-43221,6

Таблица 1.15 – Вертикальная скорость V_у

Высота Н, м	Скорость V, м/с
Высота Н, м	40	80	120	144,4	184,4
0	-0,376	6,808	11,193	16,878	21,842
3000	-4,658	3,367	7,376	11,903	15,93
6000	-9,13	-0,714	2,236	5,192	7,546
9449	-14,172	-4,293	-1,694	-0,005	1,509
1449	-17,616	-6,62	-4,047	-2,737	-1,493

Для определения максимальной разности ΔN_мах и V_умах производим расчеты по формулам (1.83) и (1.84), используя данные таблиц 1.14 и 1.15, и выбираем максимальные значения ΔN_мах и V_умах и заносим их в таблицу 1.16.

Таблица 1.16 – Максимальные значения ΔN_мах и V_умах

Высота Н, м	0	3000	6000	9449	11449
ΔN_мах	21,842	15,93	7,546	1,509	-1,493
V_умах	632108,2	461020,1	218382,2	43698,44	-43221,6

1.7.2.6 Построение барограммы подъема

Барограммой подъема называется кривая зависимости времени подъема от высоты, т.е. t=f(H). Имея барограмму, можно определить время подъема на заданную высоту. Время подъема t, с, на элементарную высоту определяется по формуле (1.85)

с, (1.85)

где ΔН – элементарная высота, м

V_уср – средняя арифметическая скорость при подъеме на элементарную высоту ΔН, м/с

ΔН=Н₁-Н₀ (1.86)

(1.87)

Время подъема на заданную высоту

t=∑Δt (1.88)

Полученные результаты занесем в таблицу 1.17

Таблица 1.17 – Построение барограммы подъема

Н, м	3000	6000	9449	11449
ΔН, м	3000	3000	3449	2000
V_уср, м/с	14,39	8,54	2,59	-1,37
Δt, с	208	350	1329	-1458

Отрицательный результат в таблице 17 говорит о том, что данный самолет не поднимется на высоту 11449 метров, в связи с недостатком требуемой мощности.

Время подъема на заданную высоту составит t=1887 с ≈31,45 минут.

Рисунок 1.31 – Барограмма подъема.

1.7.2.7 Построение поляры планирования

Снижение по прямолинейной траектории с тягой, равной или близкой к нулю, называется планированием. Скорость планирования определяется по формуле (1.89)

(1.89)

где θ – угол наклона траектории к горизонту, град.

Изменяя угол θ, мы тем самым изменяем скорость планирования. Кривая, описываемая концом вектора скорости планирования при изменении угла θ, называется полярой планирования. Угол наклона траектории к горизонту определяется по формуле (1.90)

(1.90)

Отсюда видно, что θ=θ_min при К=К_max.

Горизонтальную и вертикальную составляющие скорости планирования определяться соответственно

V_гор=V_пл·сosθ (1.91)

V_верт=V_пл·sinθ (1.92)

Расчеты запишем в таблицу 1.18.

Таблица 1.18 – Поляра планирования

α	0	2	4	6	8	9
Суа	0	0,21	0,42	0,63	0,84	0,945
Сха	0,016	0,021	0,027	0,038	0,055	0,06
К	0	10	15,55556	16,57894737	15,27273	15,75
θ	0	0,099	0,0641	0,0602	0,0653	0,0634
Vпл	0	171,45	121,41	99,14	85,84	80,94
Vгор	0	170,6	121,16	98,96	85,66	80,78
Vверт	0	17,06	7,78	5,96	5,6	5,12

Рисунок 1.32 – Поляра планирования.

1.7.3 Расчет взлетно-посадочных характеристик самолета

К основным взлетно-посадочным характеристикам самолета относятся:

- скорость отрыва;

- длина разбега;

- взлетная дистанция;

- посадочная скорость;

- длина пробега;

- посадочная дистанция.

Расчет этих характеристик выполняется аналитически по приближенным формулам.

1.7.3.1 Расчет скорости отрыва

Отрыв самолета происходит при скорости отрыва V_отр, когда подъемная сила, плюс вертикальная составляющая тяги уравновешивают силу тяжести.

При этом нормальная реакция равна нулю

(1.93)

Скорость отрыва V_отр называется скоростью при отрыве колес основного шасси от ВВП. Для самолетов с ТВД скорость отрыва определяется по формуле (1.94)

м/с, (1.94)

где m – взлетная масса самолета,

- определяется по зависимости С_уа=f(α) для взлета при α=10-11^о для самолетов с прямым крылом,

N_р – располагаемая мощность при разбеге, Вт

N_р=1,2N₀, (1.95)

где N₀ – взлетная мощность, Вт.

=0,9 при α=10^о.

N_р=1,2·634000=760800 Вт.

м/с

1.7.3.2 Расчет длины разбега и взлетной дистанции

Длиной разбега называется расстояние, проходимое самолетом от начала разбега до точки отрыва, и определяется по формуле:

, (1.96)

где - средняя тяговооруженность при разбеге:

. (1.97)

Вт

f – коэффициент трения, для сухого бетона f=0,05.

м.

Взлетной дистанцией называется расстояние, проходимое самолетом по горизонтали от начала разбега до подъема на высоту, равную 15 м. Для современных пассажирских и транспортных самолетов взлетную дистанцию можно определить по формуле:

. (1.98)

м.

1.7.3.4 Расчет посадочной скорости

Посадочной скоростью называется скорость самолета в момент касания колесами земли. Расчет посадочной скорости выполняется по формуле:

, (1.99)

где - посадочный вес самолета, кг:

, (1.100)

где - полный запас топлива, кг;

кг

- определяется по зависимости для посадки при =1,1.

м/с.

1.7.3.5 Расчет длины пробега и посадочной дистанции

Длиной пробега называется расстояние, проходимое самолетом от точки касания колесами земли до точки, где скорость равна нулю.

Посадочной дистанцией называется расстояние, проходимое самолетом по горизонтали с высоты, равной 15 м, до полной остановки и определяемое по формуле:

, (1.101)

где - дальность планирования с высоты 15 м;

- длина выдерживания, м;

- длина пробега, м.

Дальность планирования определяется по формуле:

, (1.102)

где - приведенное качество при планировании, равное в

среднем .

м.

Длина выдерживания определяется по формуле:

, (1.103)

где - максимальное посадочное качество самолета, по посадочной поляре =15,7;

- скорость планирования в м/с, определяемая по формуле (1.104) для посадочного веса .

м/с. (1.104)

м.

Длину пробега определяем по формуле:

, (1.105)

где - скорость с которой самолет мог бы лететь по горизонтали при критическом угле атаки, т. е. при =1,2;

В – коэффициент, зависящий от параметров и и определяемой по графику, рисунок 1.32, В=0,7;

Приведенный коэффициент трения при средней интенсивности торможения можно принять равным .

Рисунок 1.33 – График для расчета длины пробега самолета

м/с.

м.

1.7.3.6 Расчет дальности и продолжительности полета самолета с ТВД

Располагаемый запас топлива определяется по формуле (1.106)

m_{топ.расп}=m_топ-N·C_e·t_под·1,25-0,0007·N_ном (1.106)

где N=310500 - суммарная эквивалентная мощность двигателей на высоте Н_ср, при скорости V_{наив.под.ср}, определяется по графику зависимости N=f(V,H),

м (1.107)

С_е=0,3 – удельный расход топлива при тех же условиях, определяемый по высотно-скоростной характеристике, рисунок 1.27,

t_под=1887 - время подъема на заданную высоту,

N_ном – суммарная номинальная эквивалентная мощность у земли:

N_ном=0,8N_э0=0,8·634000=507200 Вт (1.108)

Расчет производим для среднего полетного веса самолета, определяемого по формуле (1.80). Дальность и продолжительность полета при подъеме и планировании определяем по формулам (1.109), (1.107), (1.110), (1.111)

, (1.109)

где V_{наив.под.ср}=4,8 м/с.

L_под=1887·4,8=9000,57 м.

L_пл.мах=Н_расч·К_мах (1.110)

L_пл.мах=9449·25=236225 м

, (1.111)

с ≈ 0,48 ч

где V_пл.ср=85,84 м/с, определяемая по поляре планирования, рисунок 1.31, при θ=θ_min.

m_{топ.расп}=900-310500·0,3·300·1,25-0,0007·507200=758,71 кг

Часовой расход топлива определяем по формуле

, (1.112)

где - суммарная эквивалентная мощность двигателей при тех же условиях:

, (1.113)

где - потребная мощность на расчетных скорости и высоте, определяемая по графику ;

- расчетный к.п.д. винта при тех же условиях.

Вт

кг/ч,

Километровый расход топлива определяем по формуле:

кг/км, (1.115)

Дальность горизонтального участка полета определяется по формуле:

, (1.116)

где - располагаемый запас топлива, кг.

км

Продолжительность горизонтального участка полета определяем по формуле

=4,31 ч. (1.117)

Определив и , по формулам (1.12) и (1.115) определяем соответственно (1.116) и (1.117). Полную дальность полета определяем по формуле (1.118), а полную продолжительность полета по формуле (1.119)

L=L_под+L_гор+ L_пл.мах (1.118)

L=9000,57+2761200+236225=3060000м ≈3060 км.

, (1.119)

Т=0,52+4,31+0,48=5,31 ч.

1.8 Конструктивно-технологическое членение

Развитие авиации характеризуется постоянным усложнением конструкции планера и всех систем самолета. Усложнение самолетного оборудования вызывает увеличение числа его отказов. Возрастающие нагрузки на агрегат планера, на узлы и детали вызывают нарушение их целостности. Следовательно, на современном этапе важнейшая задача -обеспечение высокой надежности планера и систем самолета.

Одним из направлений решения этого вопроса является повышение технологичности изделия в целом.

Технологичность - совокупность свойств конструкции, обеспечивающих оптимальные затраты труда, средств, материалов и времени при установленных значениях показателей качества и принятых условиях изготовления, эксплуатации и ремонта. К условиям изготовления или ремонта изделия относятся тип, специализация производства, годовая программа и повторяемость выпуска, а также применяемые технологические процессы.

Под эксплуатационной технологичностью понимается технологичность конструкции изделия применительно к обслуживанию и ремонту.

Отработка конструкции изделия на технологичность обеспечивается на основе достижения технологической рациональности и оптимальной конструктивно-технологической преемственности конструкции изделия. При этом снижается трудоемкость и себестоимость технологического обслуживания и ремонта изделия, материалоемкость.

Технологичность конструкции оценивают количественно посредством системы показателей, которая включает в себя базовые (исходные) показатели технологичности конструкции изделия из группы изделий, обладающих общими конструктивными признаками, показатели технологичности конструкции, достигнутые при разработке изделия, показатели уровня технологичности конструкции разрабатываемого изделия.

Состав базовых показателей технологичности, их оптимальные значения и отклонения определяются для однотипных изделий отраслевыми стандартами.

Стандарт устанавливает, что технологичность изделия может быть выражена показателями, которые характеризуют технологическую рациональность конструктивных решений и преемственность конструкций или ее пригодность к использованию в составе других изделий.

Степень панелирования изделия К_п характеризует членение агрегата на отсеки и панели, которые способствуют расширению фронта работ и внедрению механизации выполнения сборочных работ. Этот показатель технологичности определяет возможность применения рациональной технологии агрегатной сборки и в значительной мере эффективность ее комплексной механизации и автоматизации.

Под качественной оценкой членения агрегата на панели подразумевают возможность применения панелей одновременно с продольным и поперечным набором или только с продольным, или поперечным набором, а также конструктивно-технологические параметры панелей.

, (1.120)

где S_n – площадь поверхности панели самолета или агрегата, м;

n_cm.n– число силовых стоек (элементарных соединений) на панелях;

S_CAM – площадь поверхности самолета или агрегата;

N_cm – число силовых стоек на планере самолета.

Степень монолитности – один из основных показателей, характеризующих технологичность. Степень монолитности конструкции обратно пропорционально числу деталей, входящих в изделие и выражается соотношением

, (1.121)

где m – масса изделия, кг;

N – число деталей, в том числе нормализованных (кроме заклепок и крепежей элементов).

Этот показатель можно получить как по отдельным агрегатам, так и в целом по самолету.

Степень использования материала характеризуется выбором материала, формой детали, процессом изготовления и видом заготовки.

Необходим более полный критерий оценки использования металла в конструкции. В качестве такого критерия может быть принята затрата материала в 1 кг массы изделия.

, (1.122)

где m_M – масса материалов и полуфабрикатов, затрачиваемых на

изготовление одного изделия, кг.

Уровень нормализации отражает степень специализации производства. Наибольший эффект можно получить при широком применении не только нормализованных массовых деталей, таких как крепеж, но и нормализованных узлов (сидения, люки и др.), то есть при существенном увеличении массы нормализованных деталей и узлов в общей массе самолета.

Уровень нормализации определяется

, (1.123)

где N_H – число нормализованных деталей в изделии;

m_H – масса нормализованных деталей, кг;

N – общие число деталей входящих в изделие.

Технологичность изделия имеет и другие показатели.

Отработка конструкции на технологичность – процесс, протекающий постоянно. Работы по выполнению технологичности, внесение изменений в конструкцию в процессе серийного производства не должны нарушать стабильного хода производственного процесса. Обычно изменения, повышающие технологичность изделий, вносят с определенной серии в зависимости от вида, назначения, объема работ по ТПП, а также от условий производства и эксплуатации.

Обобщенные показатели технологичности конструкции:

- простота форм поверхности агрегатов;

- рациональное чтение конструкции;

- возможно более широкое применение в конструкции стандартных
узлов и деталей;

- унификация элементов конструкции;

- конструктивная преемственность;

- максимальное использование в конструкции материалов с хорошими технологическими свойствами;

- ограничение количества применяемых марок материала и их унификация;

- отсутствие чрезмерно высоких требований к точности размеров и
чистоте обработки поверхности элементов конструкции;

- применение компенсаторов;

- наличие достаточных подходов;

- ориентация конструкции на определенный метод сборки.

При одной и той же схеме агрегата входящие в него детали и узлы могут иметь различную конструкцию и могут быть различными способами соединены между собой, причем все варианты конструктивного оформления агрегата будут отвечать заданным технологическим условиям.

Однако желательно так вести проектирование, чтобы была предусмотрена возможность применения рациональных методов сборки большинства узлов, панелей и агрегатов и возможность их раздельного изготовления. При проектировании самолета рациональное членение его конструкции на самостоятельные сборочные единицы является одним из основных требований, обеспечивающих технологичность конструкции.

Степень членение самолета и его агрегатов на секции, панели и узлы зависит от многочисленных факторов, например, от особенностей конструкции самолета в целом (наличие монолитных панелей и узлов); габаритов агрегатов и секций; материалов, из которых изготовлены входящие в конструкцию детали; способов соединения деталей; программы выпуска самолетов и др.

Рациональное членение конструкции самолета на отдельные узлы, панели и секции позволяет значительно упростить сборку его агрегатов и снизить трудоемкость сборочных работ за счет механизации технологических процессов.

При членении конструкции самолета на отдельные узлы, панели и секции следует учитывать:

- необходимость конструктивных и эксплуатационных разъемов;

- целесообразность той или иной степени членения агрегатов на секции, а секций на панели и узлы, исходя из возможных технологических процессов и условий производства.

Так, например, в конструкции рационально выделять в отдельные узлы, панели и секции:

1) герметические кабины и отсеки для топлива, изготовление которых требует специальных производственных условий;

2) монолитные панели и узлы, панели, собираемые с применением
заполнителей, клееные и сварные панели, изготовление которых в нерасчлененном агрегате или секции не представляется возможным;

3) узлы и панели, изготовляемые из специальных материалов
(жаропрочных сталей, пластмасс, радиопрозрачных материалов и т.д.).

4) габариты существующего оборудования, применяющегося для
изготовления (формовки и механической обработки) деталей и выполнения сварочных работ (сверление и зенкование отверстий, клепка, сварка, склеивание).

Если окажется целесообразным применение в конструкции самолета деталей или панелей таких больших габаритов, при которых невозможно использование существующего оборудования, необходимо, не дожидаясь окончания проектных работ, выдать задание на разработку и изготовление требуемого оборудования, так как оно должно быть изготовлено к моменту передачи самолета в серийное производство;

необходимость выбора такой формы панелей, которая сохранялась бы неизменной при выполнении отдельных операций технологического процесса, а, следовательно, не изменялись бы обводы и размеры панели;

целесообразность того или иного способа панелирования агрегата с точки зрения его прочности, возможного утяжеления, ухудшения аэродинамики и взаимозаменяемости;

- обеспечения удобных подходов к местам соединения деталей и выполнения монтажных работ в панелях, секциях и агрегатах.

1.8.1 Методы обеспечения взаимозаменяемости узлов, агрегатов самолета

Взаимозаменяемость элементов конструкции самолета включает в себя следующие требования:

- идентичность размеров и форм;

- возможность соединения элементов конструкции без дополнительной обработки;

- идентичность по ряду физических параметров;

- идентичность выполняемых функций.

Общий технологический процесс изготовления самолета состоит из ряда последовательно выполняемых технологических процессов: процесса изготовления деталей, процесса сборки из деталей узлов, секций и агрегатов, процесса сборки из агрегатов самолета в целом и др.

Детали самолета при соединении в узлы, узлы при соединении в агрегаты и агрегаты при соединении в самолет должны занимать вполне определенное положение в его конструкции и должны выполнять определенные функции. Поэтому детали, узлы и агрегаты, поступающие на сборку самолета, должны, прежде всего, удовлетворять условиям общей или функциональной взаимозаменяемости.

Под общей взаимозаменяемостью понимают свойство деталей (узлов, агрегатов) одного и того же типоразмера заменять друг друга, причем заменяющая деталь (узел, агрегат) должна быть способна выполнять свое функциональное назначение точно также, как и выполняла его заменяемая деталь.

Взаимозаменяемые агрегаты (секции) должны иметь одинаковые (в пределах установленных допусков) размеры и форму стыковых поверхностей, одинаковое расположение отверстий для стыковых болтов и коммуникаций, одинаковые аэродинамические характеристики, веса и центровку, а проложенные в них системы (электрическая, гидравлическая, пневматическая и другие) должны иметь одинаковые технологическая характеристики.

Таким образом, общая взаимозаменяемость отражает как требования технологии возможность сборки узла (агрегата), так и требования эксплуатации – неизменность летно-технических данных самолета. Общую взаимозаменяемость можно разделить на взаимосвязанные между собой геометрическую и физическую взаимозаменяемости. Каждый из этих видов общей взаимозаменяемости также отражает как требования технологии, так и требования эксплуатации.

Под геометрической взаимозаменяемостью понимают идентичность деталей, узлов и агрегатов по геометрическим размерам и форме. В производстве уделяется большое внимание точности воспроизведения геометрических размеров и формы деталей, так как от этого зависит как взаимозаменяемость, так и процесс выполнения сборочных работ. Детали при сборке в узлы и агрегаты должны занимать вполне определенное (с заданной точностью) взаимное положение. В тех случаях, когда детали изготовлены в пределах заданного допуска, сборка их в узлы и агрегаты не вызывает затруднений, так как они подходят друг другу и не требуют доработки-подгонки.

При сборке узлов и агрегатов из деталей, размеры которых выходят за пределы заданных допусков, требуется дополнительная обработка или подгонка деталей. Работы по подгонке деталей увеличивают трудоемкость сборочных работ и нарушают ритмичность процессов производства.

Взаимозаменяемые детали, секции, агрегаты облегчают и ускоряют замену этих деталей в эксплуатации (на аэродроме) и при ремонте.

Физическая взаимозаменяемость подразумевает идентичность деталей, узлов, агрегатов по их физическим свойствам (весу, центровке, аэродинамическим характеристикам и др.), возникающим в результате изменения размеров, формы и качества при обработке деталей и сборки из них агрегатов.

В тех отраслях машиностроения, где преимущественно применяются жесткие детали и узлы, не изменяющие своей формы под действием собственного веса (станкостроение, моторостроение и др.), основной предпосылкой для обеспечения геометрической взаимозаменяемости является выдерживание размеров сопрягающихся деталей в установленных пределах допусков. Взаимозаменяемые детали, входящие в один и тот же узел или агрегат, изготавливаются независимо друг от друга. Существующее оборудование, технические средства измерений и системы допусков позволяют в указанных отраслях машиностроения изготовлять детали с требующейся по размерам и форме точностью.

В самолетостроении для обеспечения взаимозаменяемости жестких деталей, устойчиво сохраняющих форму, и не входящих в наружные обводы самолета, применяются общепринятые в машиностроении системы допусков и посадок и технические средства измерений. При изготовлении самолетных деталей малой жесткости, больших габаритных размеров и сложной формы, а также при сборке агрегатов из недостаточно жестких деталей, узлов и панелей, применение допусков, методов и средств измерений общего машиностроения не представляется возможным. Это объясняется тем, что жесткие детали сохраняют неизменными размеры и форму независимо от их положения в пространстве, в то время как детали малой жесткости, в зависимости от их положения в пространстве и связей с другими деталями, могут изменять свои размеры и форму.

В самолетостроении для обеспечения взаимозаменяемости деталей малой жесткости применяется система, основанная на использовании плазменно-шаблонного метода производства.

Характерная особенность этого метода взаимозаменяемость сочленяющихся деталей обеспечивается на основе взаимной увязки их с инструментом и оснасткой.

Согласование размеров и формы деталей и агрегатов с оснасткой производится при помощи плоских и пространственных носителей формы и размеров.

В самолетостроении роль жестких носителей форм и размеров, то есть нормальных калибров выполняют взаимоувязанные между собой плазы, шаблоны, эталоны поверхности, мастер-плиты и макеты стыков. С этих жестких носителей размеры передаются на рабочую технологическую оснастку.

Комплекс работ, включающий вычерчивание деталей и агрегатов самолета на плазе, изготовление шаблонов и эталонов, выполнение увязки заготовительной и сборочной оснастки, составляет существо плазово-шаблонного метода производства.

При плазово-шаблонном методе производства проектирование самолета происходит не только на бумаге, но и на плазе, причем в проектировании наряду с конструкторами участвуют и технологи. ОКБ, проектируя самолет с учетом плазово-шаблонного метода его изготовления, выполняет следующие дополнительные работы:

- разбивку теоретических чертежей (т.е. обводов) на плазах;

- разбивку на плазе конструктивных чертежей (увязка узлов и агрегатов);

- уточнение плазов по результатам аэродинамических и прочностных расчетов самолета.

Работы по разбивке теоретических чертежей на плазах и по изготовлению шаблонов производятся в плазово-шаблонных цехах ОКБ и серийных заводов.

В плазово-шаблонных цехах и на серийных заводах расчерчиваются теоретические и конструктивные плазы, изготовляются шаблоны и расчерчиваются поверхности эталонов и сложных пуансонов.

Остальные средства, обеспечивающие взаимозаменяемость деталей (эталоны, мастер-плиты, макеты) проектируются в конструкторском отделе приспособлений и изготавливаются в цехе приспособлений.

1.8.1 Материалы конструкции самолета

Для получения легкой, дешевой, технологичной и надежной конструкции при выборе материала необходимо учитывать:

1) стоимость материала;

2) степень освоения технологических процессов по обработке
материалов;

3) возможность применения данного материала при технологических процессах, необходимых для получения детали заданной конфигурации и габаритов;

4) наибольшую прочность материала при наименьшем удельном весе;

5) условия эксплуатации.

Характеристики основных авиационных материалов, применяемых в конструкции проектируемого самолета, приведены ниже.

1.8.1.1 Черные металлы

Конструкционная сталь 30ХГСА

Па, кг/см³, Па

Сталь хорошо деформируется в горячем состоянии, сваривается всеми видами сварки, хорошо обрабатывается резанием. Термическая обработка:

1) основной режим – закалка при t = 717 К в масле и отпуск при t = 227 К, Па;

2) изотермическая закалка в горячей селитровой ванне при t=327
К с охлаждением в проточной воде, Па.

Применение: силовые крепежные элементы (кронштейны, фитинги, болты, гайки, детали шасси).

Высокопрочная конструкционная сталь ЗОХГСА

Па, кг/см³, Па

Сталь хорошо деформируется в горячем состоянии, хорошо сваривается ДЭС, удовлетворительно обрабатывается резанием. Термическая обработка:

- термическая закалка в горячей селитровой ванне при t=27 К,
выдержка 1 час, Па.

Применение: наиболее ответственные узлы и детали шасси, крыла, болты.

Коррозионостойкая сталь 1Х18Н9Т

Па

Сталь деформируется в горячем и холодном состоянии, сваривается всеми видами сварки.

Термическая обработка:

- закалка t=677 К на воздухе.

Применение: детали коммуникаций горячих газов, выхлопные коллекторы, патрубки двигателей, детали и сварные узлы, работающие в условиях влажной среды.

1.8.1.2 Цветные металлы.

Алюминиевый сплав Д16АТ

Па, кг/см³, Па

Сталь деформируется в холодном состоянии, сваривается ТЭС, хорошо обрабатывается резанием.

Состояние поставки: закаленный и естественно состаренный.

Применение: листы, прутки, профили, продольный и поперечный набор (шпангоуты, стрингеры, нервюры, лонжероны, обшивка).

Штамповочный алюминиевый сплав АК6-Т1

Па

Хорошо деформируется в горячем состоянии.

Состояние поставки: закаленный и полуестественно состаренный. Применение: детали, изготавливаемые штамповкой (фитинги, кронштейны).

Алюминиевый сплав АМг2М

Па

Применение: фольга толщиной 0,03 - 0,15 мм для сотового заполнителя, сотовые панели рулевых поверхностей, закрылков, пола, дверей, штепцепторы, сервокомпенсаторы.

Фрезерованные соты из АМг2М применяются в трехслойных конструкциях, где обшивка из Д16АТ.

1.8.1.3 Неметаллические материалы.

Сотовый заполнитель трехслойных, панелей

Основа: бумага, пропитанная смолой «Номекс». Выклеенные соты имеют шестигранные ячейки размером а = 3,5 мм. После фрезерования соты клеят к обшивке из КМ клеем К–153 с наполнителем.

Композиционные материалы

Наполнитель - углеволокно, матрица - эпоксидная смола.

Композиционные материалы имеют высокие температурные показатели, обладают высокой удельной прочностью и удельной жесткостью.

Из-за возможности обеспечения необходимой жесткости и для получения минимального веса композиционные материалы применяются в шумопоглощающих панелях гондол двигателей, створках шасси, триммерах, декоративной отделки и перегородках пассажирского салона.

Клей ВК51, ВК51А

Клей фенолформальдегидный, многокомпонентный, отверждается без нагревания. Это вязкая бурая жидкость. Применяется для склеивания органических стекол между собой и с крепежными лентами из капронового волокна при мягкой заделке деталей остекленения.

Склеивают при давлении Па с выдержкой не менее 15 часов. Клей поставляется отдельными компонентами.

Герметик У-ЗОМ (ГОСТ 13489-68)

Герметик полисульфидный, многокомпонентный, отверждается без нагревания. Без подслоя не обладает адгезией.

С подслоями клея 88 – Н, К – 50 и герметика ВТУР обладает адгезией к сталям и алюминиевым сплавам.

Применяется для поверхностной и внутришовной герметизации заклепочных и болтовых соединений, работающих в среде топлива t = -213 К и в среде воздуха К.

2 Разработка технологического процесса изготовления киля

2.1 Конструктивно-технологическая характеристика агрегата

Согласно заданию на дипломный проект разрабатываемым агрегатом является киль. В этом разделе необходимо спроектировать данный агрегат таким образом, чтобы он имел минимальную массу и был удобен как в эксплуатации, так и в производстве.

Киль – неподвижная часть вертикального оперения, расположенный в хвостовой части самолета. Он предназначен для обеспечения путевой устойчивости самолета.

2.1.1 Основные требования к агрегату

1 Функциональные:

эффективна устойчивость на всех режимах полета самолета, предусмотренных ТТТ;
минимальная масса конструкции;
минимальное аэродинамическое сопротивление, а также минимальный прирост дополнительного сопротивления при отклонении руля направления (РН);
достаточная жесткость и прочность, исключающая возможность заклинивания РН;

- минимальная склонность к флаттеру;

уменьшение шарнирного момента;
надежность и живучесть конструкции;

2 Производственно-технологические:

материалы, используемые при изготовлении киля, должны сохранять свои свойства, которые были заложены на стадии проектирования, при обработке, в каком-либо технологическом процессе;
используемые процессы при изготовлении и сборке, как отдельных деталей, так и узлов и подсборок, должны быть стабильными, а также должны обеспечить постоянство характеристик этих элементов;
количество всевозможных сочленений свести к минимуму, путем применения рационального членения конструкции;
обеспечить взаимозаменяемость по деталям киля.

3 Эксплуатационные:

снабжение всей необходимой документацией по килю воинских частей, авиаремонтных предприятий и др. подразделений, эксплуатирующих данный самолет;
быстрая замена киля, без дополнительной разборки хвостовой части фюзеляжа;
удобный подход к шарнирным узлам с целью смазки;

4 Экономические:

снижение стоимости процессов изготовления деталей и сборки агрегата;
минимальные затраты на создание производственных мощностей, необходимых в изготовлении киля;
минимальные затраты на обслуживающий персонал, ведущие к уменьшению эксплуатирующего состава.

2.1.2 Конструктивно – технологическое описание киля

Киль по внешним формам и конструкции аналогичен крылу и имеет те же силовые элементы, которые участвуют в приеме, распределении и передаче нагрузок. По аналогии с конструкцией крыла киль имеет каркас и обшивку. Цельнометаллический киль прост по конструкции и достаточно низок по затратам на изготовление. Необходимо сделать конструкцию киля легкой и в то же время прочной. Изготовление киля полностью из композиционных материалов даст выигрыш по массе, но вследствие того, что сама масса киля невелика, то этот выигрыш будет не значителен, а затраты на изготовление подобного варианта возрастут на порядок, по сравнению с металлическим. Поэтому необходимо предусмотреть для выше изложенного такой компромисс, который был бы наиболее оптимален, как по конструктивным и технологическим, так и по экономическим критериям.

Для наиболее быстрого внедрения киля в производство применим цельнометаллическую, традиционную силовую схему, состоящую из двух лонжеронов, двух стрингеров, передней кромки и нервюр. Теоретический контур задан по нервюрам и переднему лонжерону. По теоретическому контуру выполнены контрольные и рабочие шаблоны контура, изготовлена оснастка (стапель сборки). Конструкция киля клепанная. Заклепки устанавливаются на сырой грунт ВК-02. Каждая 10 заклепка в шве устанавливается без грунта (заклепки металлизации). Нервюры располагаются перпендикулярно заднему лонжерону. 1 нервюра выполнена силовой и имеет фитинги крепления к фюзеляжу. Также на заднем лонжероне установлены 3 кронштейна навески руля направления (РН). Кронштейны навески крепятся к лонжерону болтами. Кронштейны изготавливаются из сплава АК. Передний и задний лонжероны имеют продолжение за пределы обшивки для стыковки со шпангоутами хвостовой части фюзеляжа. К носовой части (передняя кромка) киля крепится обтекатель (носок). Лонжероны киля представляют собой клёпанные балки, состоящие из поясов и стенок. Стенки выполняются из материала Д16АТ переменной толщины методом химического фрезерования. Стрингеры имеют Г-образное сечение, постоянное по длине. Расположение лонжеронов принимаем на 30% и 60% по хорде киля, в месте с максимальной строительной высотой. Обшивка киля изготовлена из листа Д16АТВ и приклепана по местам нервюр, стрингеров, лонжеронов и передней кромке. По принятым решениям и прочим данным, задающим форму киля, составим чертеж, на котором укажем все необходимые параметры для задания формы киля (теоретический чертеж), конструкцию киля, необходимые сечения.

2.2 Технологический маршрут изготовления агрегата

Технологический маршрут изготовления агрегата представляет собой прямолинейный цикл последующих операций, при производстве которых в конечном результате получаеться готовая сборочная единица, в данном случае - законцовка крыла.

Весь цикл операций, производимых при производстве агрегата можно разбить на несколько этапов:

1) Этап предварительной сборки. На данном этапе проверяется весь комплект поставки деталей, узлов необходимых для сборки. Так же на рабочем месте, в специальном приспособлении – стапеле производится предварительная сборка-разборка собираемого агрегата;

2) Доводочно-подгоночный этап. На данном этапе производится небольшая доводка деталей, для правильной состыковки и сборки всего агрегата, так же могут применяться механические операции, такие как снятие заусенцев, сверление отверстий, правка;

3) Этап непосредственной сборки. На данном этапе происходит непосредственная сборка агрегата, производимая различными сборочными методами с применением различных приспособлений, инструментов, пневмо и электрооборудования. Могут применяются такие виды сборочных работ как клепка, пайка, сборка-склейка, сварка и другие виды сборочнх операций. Весь процесс непосредственной сборки агрегата производиться в специальных приспособления – стапелях, прессформах и других видах сборочных приспособлений;

4) Этап лакокрасочного покрытия. На данном этапе производится окраска, грунтовка или нанесение любого другого вида лако-красочного покрытия, необходимого для заданного изделия при последующей эксплуатации;

5) Контрольно-измерительный этап. Это последний и завершающий этап при изготовлении агрегата, производимый после всех предыдуших этапов сборки. На данном этапе производятся измерения габаритных, установочных размеров, масса изделия, допустимые отклонения и т.д. Все контрольно-измерительные данные вносятся в специальный документ, который в последующем будет предоставлен заказчику.

2.3 Разработка технологического процесса сборки агрегата

При проектировании технологического процесса сборки изделия определяется все данные, необходимые для выполнения сборочных работ, выбирают и составляют схему сборки, которая является одним из основных технологических документов сборочных цехов.

Из схемы сборки видно: состав и последовательность выполнения этапов сборки, выбирается состав оборудования, инструмента, определяется состав и квалификация исполнителей, цикл сборки.

Существует три вида сборки:

1) Последовательная.

2) Параллельная.

3) Комбинированная.

При производстве киля используем комбинированный метод сборки.

Технологический процесс на сборку киля разрабатывается на основе выполняемых операций, а так же нужно отметить в технологическом процессе использование оборудования. Сборка является заключительным этапом изготовления машины, при которой окончательно формируется ее качественные показатели. При разработке процесса сборки и анализа конструкции сборочной единицы, может возникнуть необходимость некоторых конструкторских изменениях, улучшающих технологичность сборки и анализа, повышающие качественные показатели изделия.

Исходными данными для разработки технологических процессов являются:

- сборочный чертеж киля;

- чертежей деталей, входящих в чертеж киля;

- спецификация киля;

- технические требования;

- программа запуска.

Разработка технологических процессов производится так:

1) Проработка конструкторской документации;

2) Подбор необходимой справочной документации;

3) Оформление документации, карт контроля.

Технологический процесс сборки киля должен обеспечивать заданную точность. В свою очередь конструкция должна просто и рационально расчленена на сборочные единицы (подсборки). Расчленение агрегата произведем на следующие сборочные единицы и детали:

1 Нервюры;

2 Лонжероны;

3 Стрингеры;

4 Кронштейны;

5 Передняя кромка;

6 Обшивка левого борта;

7 Обшивка правого борта;

8 Соединительные детали (заклепки и болты).

Сборка киля осуществляется в следующей последовательности:

1 Предварительная сборка каркаса.

2 Окончательная сборка каркаса.

3 Установка кронштейнов навески РН.

4 Установка задней стенки.

6 Установка обшивок.

7 Клепка обшивок.

9 Контроль обводов согласно чертежу и технологической инструкции.

10 Контроль массы.

11 Окончательная сдача изделия, клеймение.

2.4 Разработка технологической операции, определение режима

Нормирование основной наиболее трудоемкой операции существующего технологического процесса.

Задачей технического нормирования является определение норм времени, являющееся стимулом, который служит для повышения производительности труда, т.к. техническое нормирование имеет значение при оперативном планировании. С помощью норм времени определяют загрузку оборудования на рабочем месте, участке, цехе.

Нормативы времени разрабатывается в НИАТ и содержатся в таблицах, в которых приводятся затраты времени на выполнение той или иной операции, состоящей из вспомогательного и основного времени. От качества нормативов зависит качество норм, поэтому нормативным материалам представляются жесткие требования.

Прогрессивность – это соответствие современному уровню техники, технологии и организации производства. Соответствие требуемому уровню точности, не появление превышений допустимых отклонений от фактических затрат труда.

Нормативы должны соответствовать и быть удобными для расчета по этим технически обоснованным нормам. Выполнение этих требований обеспечивает высокий уровень нормирования труда и активное влияние нормативных материалов на производительность труда.

Таблица 2.1 – Нормирование операции

№ п/п

Наименование перехода

Факторы длительности и размера

Инструмент

№ таблицы

Трудоемкость

(мин.)

1

Крепить профиль струбциной

Диаметр резьбы 6 мм, шаг резьбы 1,0 мм, длина поворачивания 20 мм

-

81

0,3

Продолжение таблицы 2.1

2

Очистка отверстий от стружка воздухом

Взять шланг продуть отверстие, убрать шланг

Отверстие диаметр 20- 30 мм

Длина отв. 60 мм

шланг

30

0,1

0,1*33=

=3,3

3

Проверка замыкающей головки заклепки шаблоном

Взять шаблон, положить на головку заклепки, диаметр заклепки 5-10 мм

шаблон

201

первый 0,09

последующие 0,06

4

Смена инструментов быстросъемном патроне

Сменить зенкер сверлом т. п. Наживном инструменте, отвернуть патрон и вынуть инструмент

207

0,24

2.5 Проектирование приспособления (стапеля)

Назначение сборочного приспособления, т. е. для какой сборочной единицы и каких сборочных операций предназначено приспособление. Указано приспособление для предварительной сборки (ППС) или для выполнения всего объема сборочных работ, указан вариант процесса (ручной, механизированный и автоматизированный):

- базы и базовые детали;

- требуемая точность по обводам и стыкам отсеков агрегатов;

- метод увязки заготовительной и сборочной оснастки;

- метод монтажа оборонного приспособления;

- способы установки деталей и снятия собранного изделия с приспособления;

- оборудование и инструменты для выполнения процессов установки деталей, их закрепления и выполнения процессов соединения;

- наладки, которые необходимо проектировать к данному сборочному приспособлению;

- условия поставки деталей в сборочное, приспособление собранного изделия на следующий этап сборки;

- характер оснащения приспособления рабочими площадками и стеллажами.

На основании всех перечисленных материалов проектируют, изготовляют и монтируют сборочное приспособление.

Сборка агрегата выполняется в сборочном приспособлении. Это вызвано требованиями точности и взаимозаменяемости изделий как по внешним обводам, так и по стыковым поверхностям, а также особенностью конструкции самолетов, заключающейся в многодетальности и недостаточной жесткости значительной части деталей (стенок нервюр, стенок лонжеронов).

Сборочное приспособление, в котором используется базирование по наружной поверхности обшивки, представляет собой пространственную конструкцию, состоящую из:

- основания;

- стойки с консолями;

- нижней балки;

- рубильников;

- вилок;

- стапельных плит;

- регулировочных винтов;

- механизмов подъема рубильников;

- узлов навески и другой механизации.

Рубильники получают механической обработкой с применением монтажно-фиксирующего шаблона. В рубильника сверлят отверстия на 8-10 мм больше диаметра втулки. После этого рубильники устанавливают в паз - кондукторе по монтажно-фиксирующему шаблону, а втулки рубильников закрепляют штырями, в зазор между корпусом и стенкой втулки заливают раствор цемента. В конструкции приспособления широко используются нормализованные элементы (основание, кронштейны, балки и фиксаторы), что упрощает их проектирование, ускоряет изготовление и сокращает сроки подготовки производства.

Сборка приспособления производится с применением плаз-кондуктора, инструментального стенда и оптических средств.

Рубильники подают на сборку приспособлений с готовыми обводами и втулками, с помощью которых рубильники соединяют с вилками.

Приспособление монтируется в следующем порядке: на кронштейны каркаса устанавливается верхняя балка, отверстия в вилках должны лежать на одной оси. На крайние вилки устанавливают монтажные плиты, а снизу на них подвешивают нижнюю балку. Монтажные плиты должны быть строго перпендикулярны верхней балке. Устанавливают рубильники, монтажные плиты снимают, на их место устанавливают сборочное приспособление, контролируя плавность обводов. Отклонения не должны превышать допусков, установленных техническими условиями.

Стапель предназначен для сборки киля в вертикальном положении, задним лонжероном вниз.

В стапеле предусмотреть:

- рубильники по осям нервюр;

- рубильники по обводам верхней части киля по осям переднего и заднего лонжеронов;

- фиксаторы узлов стыка киля с фюзеляжем;

- фиксаторы КФО (координатно-фиксирующих отверстий) на переднем лонжероне.

Основным достоинством этого метода сборки является высокая точность сборки приспособления и хорошая взаимная увязка обводов со стыками.

К его недостаткам следует отнести большую стоимость монтажного эталона, малый фронт работ, так как по одному эталону можно собирать одновременно только одно приспособление и удлинение цикла подготовки производства (приспособления можно собирать только после изготовления монтажного эталона).

2.5.1 Выбор метода монтажа сборочного приспособления

Приспособление изготавливают и монтируют по шаблонам ШП. Проектирование приспособления начинается с вычерчивания технического чертежа сборочной единицы и общего вида приспособления. В целях сохранения принципа единства баз в качестве базовых осей применяют ось симметрии, строительную горизонталь фюзеляжа, которые на плазах увязаны с базовыми осями шаблонов, эталона поверхности и монтажного эталона. Проектирование производят в следующем порядке:

1) Вычерчивают киль в тонких линиях в масштабе, проводят и обозначают оси конструктивных элементов;

2) Вычерчивают каркас, базирующие и зажимные элементы;

3) Составляют спецификацию входящих в приспособление стандартных и специальных элементов;

4) Проектируют специальные детали и узлы.

2.6 Планировка производственного участка для изготовления агрегата

Роль и место этапа компоновки оборудования в общей задаче проектирования производств. Задача нахождения оптимального варианта объемно-планировочных решений при проектировании производств является одной из наиболее трудоемких. Причем нахождение оптимального варианта предусматривает выбор наилучшего, с точки зрения того или иного критерия отбора, из всех допустимых, но на практике часто оказывается проблематичным найти хотя бы одно или несколько допустимых решений задачи в связи с множеством ограничений. Задачи компоновки технологического оборудования тесно связаны со многими задачами, входящими в общую цепочку проектирования производств (рисунок 2.6).

Так, для задач компоновки технологического оборудования исходными данными являются результаты решения задач синтеза технологической схемы и расчета аппаратурного оформления, полученные на предшествующих этапах.

Выходными данными после решения задачи компоновки являются габаритные размеры цехов, координаты расположения оборудования, конфигурация площадок обслуживания и этажерок, а также расположение контрольно-измерительных приборов. На основании этих данных разрабатываются монтажно-технологическая схема, электротехническая часть проекта, отопления и вентиляции, архитектурно-строительная часть и др.

При решении задачи компоновки технологического оборудования необходимо обеспечить условия функционирования технологической схемы, что в основном сводится к обеспечению транспортировки материальных потоков, а также условия монтажа и обслуживания оборудования и трубопроводов. Это обстоятельство делает особенно важными для решения задачи компоновки технологического

оборудования вспомогательные расчеты, такие как гидравлические, прочностные и тепловые.

Гидравлические расчеты необходимы для выбора способа транспорта или оценки возможности транспортировки материальных потоков заданным способом (самотек, передавливание, насос), а также непосредственно для подбора насосов или компрессоров. Прочностные и тепловые расчеты необходимы для проверки трубопроводов на прочность при нагрузках от тепловых перепадов, подбора тепловой изоляции, определения тепловыделений в производственные помещения, подбора опор и крепежа для трубопроводов, расчета металлоконструкций под аппараты и т.д.

Рисунок 2.6 – Место этапа компоновки оборудования при проектировании производств

2.6.1 Факторы, влияющие на компоновку оборудования

При монтажно-техническом проектировании производств необходимо учитывать комплекс факторов, которые в итоге формируют окончательный вариант компоновки оборудования и объемно-планировочных решений. К таким факторам в первую очередь относятся условия функционирования схемы. Такими условиями могут быть требования перепада высот между отдельными единицами оборудования, особенности транспортировки материальных потоков, необходимые уклоны трубопроводов и самотеков для транспортировки жидких и сыпучих материалов. Условия функционирования технологической схемы формируются, прежде всего, на основе технологического регламента данного производства и норм технологического проектирования для данного производства, а также на основе экспертных данных институтов и предприятий, занимающихся разработкой технологий данных производств.

Следующая группа факторов, влияющих на компоновочные решения, – это комплекс нормативной документации, которая разрабатывается головными институтами данной отрасли промышленности.

Комплекс нормативной документации служит для обеспечения безопасной и удобной работы людей на производстве, обслуживания, ремонта и монтажа оборудования и трубопроводных систем, а также мер по охране окружающей среды от загрязнений. При проектировании производств существенную роль играет выбор типа конструкции производственных помещений, который определяется спецификой размещаемых производств, их производительностью и экономической целесообразностью.

2.6.2 Основные правила и требования, предъявляемые к компоновке оборудования.

Группировка оборудования по отделениям.

Однотипные аппараты одинакового производственного назначения (например, нитраторы, сульфураторы, выпарные и другие аппараты), выполняющие сходные технологические функции, целесообразно объединить в специализированные агрегаты. Это обеспечивает взаимную заменяемость аппаратов и удобство их обслуживания (загрузка из одних мерников, однотипность контроля и обслуживания аппаратов работниками одинаковой квалификации).

В одном помещении не следует объединять оборудование с различными по категориям выделениями. В противном случае приходится, например насос, перекачивающий воду, но расположенный рядом с углеводородным насосом, снабжать более дорогим взрывобезопасным электродвигателем.

Вибрирующее оборудование (компрессоры, особенно поршневые, вентиляторы, насосы, дробилки и другие машины, а также аппараты, в которые подается острый пар или большие потоки газа) объединяют и размещают на массивных фундаментах, тщательно изолируемых от соседних строительных конструкций.

Общие требования к размещению оборудования.

Обеспечить возможность монтажа и демонтажа оборудования в монтажные проемы или временные монтажные проемы в окнах. Аппараты должны быть снабжены обслуживающими площадками с тех сторон, откуда ведется обслуживание аппарата, в том числе для обслуживания штуцеров КиП и другой трубопроводной арматуры. Над всеми провисающими аппаратами должны быть размещены монорельсы, даже если в аппарате нет привода. Технологическое оборудование, создающее на рабочих местах вибрацию и шум, рекомендуется устанавливать на специальных фундаментах или амортизаторах.

Аппараты с высоко расположенными люками, штуцерами, перемешивающими устройствами, крышками, обслуживание которых ведется со специальных площадок, должны размещаться так, чтобы их можно было использовать в качестве опор для этих площадок. Лестницы на площадки обслуживания должны устанавливаться под углом 45°.

В качестве основных проходов и проездов в цехе целесообразно использовать перекрытия каналов, проходящих вдоль цеха.

Правила компоновки, вытекающие из требований ремонта.

Чистка составляет основную часть ремонтных работ. Теплопередающие поверхности чистят от накипи, шлака, смол, реакционные котлы – от остатков переработанных веществ; ректификационные колонны, сборники, отстойники также подлежат периодической чистке. В процессе чистки приходится разбирать оборудование, открывать люки, извлекать трубы, что требует соответствующей производственной площади.

Поэтому при компоновке необходимо предусмотреть достаточную рабочую площадь вокруг аппаратов, а также соответствующие подъемники нужной грузоподъемности (монорельсы с талями, кран-балки).

Устранение неплотностей во фланцах, муфтах, сальниках движущихся частей машин, запорной и регулирующей арматуре, припуски из-за нарушения развальцовки трубок в трубных решетках, разрушение оболочек и стенок труб вследствие коррозии – все эти мелкие работы по ремонту проводят, как правило, на месте, что тоже требует места.

Восстановление изоляционных и антикоррозионных покрытий (гуммировка, футеровка, окраска, термоизоляция) требует зачастую подвоза большого количества материалов, что заставляет выносить такие аппараты на край цеха и обеспечивать их удобными подъездными путями для автокранов и машин.

Оборудование, нуждающееся в частом ремонте, чистке, регулировке также желательно размещать на 1-2 этаже.

Эти и множество других правил и требований, которые надо учесть в процессе компоновки оборудования, носят трудно

формализуемый характер, что значительно затрудняет решение задачи размещения с использованием ЭВМ.

3 Расчет на прочность и конструирование прямого крыла

В данном разделе представлен расчет на прочность прямого крыла, большого удлинения λ=7,98. Необходимые исходные данные берутся ил расчетов летно-технических характеристик, а так же из расчета геометрических и массовых характеристик самолета.

Расчет крыла на прочность состоит в определении фактических напряжений в элементах конструкции и сравнении их с разрушающими. Далее определяются величины поперечной силы Q, изгибающего момента М и крутящего момента М_к в сечениях крыла от действия внешней нагрузки и от их - напряжения в элементах конструкции.

На крыло действуют аэродинамические силы и массовые силы от конструкции крыла, а так же от агрегатов и грузов, размещенных в крыле. Аэродинамические и массовые силы от конструкции крыла являются распределенными. Воздушная нагрузка приложена непосредственно к обшивке в виде сил разряжения и давления. Массовые силы конструкции распределены по всему объему крыла. Массовые силы от агрегатов и грузов Р_агр – сосредоточенные силы. Приложены они в узлах крепления агрегатов к крылу ( шасси, двигатели и т.д.).

Под действием указанных нагрузок крыло не находиться в равновесии, так называемые создаваемые им аэродинамические силы уравновешивают не только массовые силы крыла но и массовые нагрузки всего самолета.

Таблица 3.1 – Исходные данные для расчета на прочность

Параметр	Обозначение	Значение
Площадь крыла	S, м	21,3
Размах крыла	l,	13,04
Максимальный взлетный вес	G₀, кг	3400
Удлинение крыла	λ	7,98
Сужение крыла	η	2,608
Корневая хорда	b₀, м	2,689
Концевая хорда	b_к, м	1,031
Плотность воздуха	ρ, кг/м³	1,225
Крейсерская скорость	V, м/с	144,44
Угол установки крыла	β, ⁰	5
Масса крыла	G_кр, кг	380,8
Масса шасси	G_ш, кг	149,6
Масса топлива	G_топ, кг	900

3.1 Определение нагрузок, действующих на крыло и составление расчетной схемы

Лонжероны в крыле располагаем:

-передний лонжерон на расстоянии 20% хорды от носка крыла;

-задний лонжерон на расстоянии 60% хорды от носка крыла (рисунок 3.1).

В расчетном сечении () высота переднего лонжерона Н_пер=360 мм, заднего – Н_зад=255 мм.

Рисунок 3.1 Расположение лонжеронов в крыле

3.1.1 Расчетная величина воздушной нагрузки в направлении оси У

Y=ƒ·n^э·G=n·G (3.1)

где ƒ=1,5 - коэффициент безопасности;

n^э=2,5 - коэффициент максимальной эксплутационной перегрузки для неманевренного пассажирского самолета, согласно НЛГС;

G – вес самолета в ньютонах;

n – расчетная перегрузка.

n= ƒ·nэ=1,5·2,5=3,75 (3.2)

G=G₀·g=3400·9,81=33354 Н (3.3)

где g=9,81 – ускорение свободного опадения, м/с²

Y=3,75·33354=125077,5 Н.

Рисунок 3.2 – Расчетная схема нагружения крыла

Скоростной напор

Па. (3.4)

Расчетная величина полной воздушной нагрузки Рв

Н (3.5)

Величина массовой нагрузки

Р_кр=n·G_кр=3,75·3735,648=14008,68 Н (3.6)

где G_кр=380,8·g=380,8·9,81=3735,648 Н

Величина массовой нагрузки от агрегатов

Р_ш=n·G_ш=3,75·1467,576=5503,41 Н (3.7)

где G_ш=149,6·g=149,6·9,81=1467,576 Н

3.2 Расчет на прочность крыла и анализ полученных результатов

3.2.1 Распределение аэродинамической нагрузки по размаху и по хорде

Распределение подъемно силы по размаху крыла зависит от его геометрических характеристик и закона изменения коэффициента подъемной силы С_у. Выявляют распределение аэродинамической нагрузки из продувок или расчетом.

Для отсека единичной длины плоского крыла (рисунок 3.3) расчетная воздушная нагрузка

q_в=С_усечb·l·q·ƒ (3.8)

где С_усеч – коэффициент подъемной силы в сечении крыла;

b – текущее значение хорды.

Тогда подъемная сила будет равна

Y^э=n^э·G=С_укрq·S, (3.9)

Отсюда выразим скоростной напор

(3.10)

Здесь S=b_c_р·l;

b_ср - средняя хорда крыла;

l – размах крыла.

Подставив значение q в выражение (3.8), получим формулу для определения погонной воздушной нагрузки плоского крыла

(3.11)

где - представляет собой среднюю погонную нагрузку;

- циркуляция, учитывает неравномерность распределения воздушной погонной нагрузки по размаху плоского крыла.

Рисунок 3.3 – Схема расчетной воздушной нагрузки

Полагая, что скос потока по размаху крыла будет постоянным, то есть С_усеч=С_укр=0,9 рассчитав по формуле (3.11) полученный результат внесем в таблицу 3.2

Таблица 3.2 - Распределение воздушной нагрузки по консоли крыла

z_отн	z, м	b(z), м	Г	q_в
0	0	2,689	1,44	27733,8
0,1	0,652	2,5232	1,35	26023,78
0,2	1,304	2,3574	1,26	24313,75
0,3	1,956	2,1916	1,17	22603,72
0,4	2,608	2,0258	1,08	20893,69
0,5	3,26	1,86	1	19183,67
0,6	3,912	1,6942	0,91	17473,64
0,7	4,564	1,5284	0,82	15763,61
0,8	5,216	1,3626	0,73	14053,58
0,9	5,868	1,1968	0,64	12343,55
1	6,52	1,031	0	0

3.2.2 Распределение массовой нагрузки по размаху крыла

Массовые силы распределяют по тому же за кону, что и воздушные

Н/м (3.12)

Погрешность при данных расчетах получается незначительная, т.к. массовые силы крыла составляют всего лишь 8-14% аэродинамической нагрузки.

Точки приложения массовых сил q_кр по хорде совпадают с центром тяжести сечения, который расположен примерно на 40-50% от хорды носка. Сосредоточенные силы от агрегатов прикладываются в их центрах тяжести. Направление действия массовых сил принимают параллельным аэродинамическим силам.

Аналогично рассчитывается массовая сила топлива, расположенного в крыле, согласно расположения относительных сечений крыла z_отн.

Н/м (3.13)

Рассчитав массы крыла и топлива найдем суммарную погонную нагрузку на крыло

q_∑=q_в-q_кр-q_топ Н/м (3.14)

Рассчитав нагрузки по формулам (3.12), (3.13), (3.14) составим таблицу 3.3

Таблица 3.3 Суммарная погонная нагрузка на крыло

z_отн	z, м	b(z), м	Г	q_в	q_кр	q_топ	q_∑
0	0	2,689	1,44	27733,8	3106,186	0	24627,62
0,1	0,652	2,5232	1,35	26023,78	2914,663	0	23109,11
0,1	0,652	2,5232	1,35	26023,78	2914,663	6888,647	16220,47
0,2	1,304	2,3574	1,26	24313,75	2723,14	6435,992	15154,62
0,3	1,956	2,1916	1,17	22603,72	2531,617	5983,338	14088,77
0,4	2,608	2,0258	1,08	20893,69	2340,094	5530,684	13022,92
0,5	3,26	1,86	1	19183,67	2148,571	5078,029	11957,07
0,6	3,912	1,6942	0,91	17473,64	1957,047	4625,375	10891,22
0,7	4,564	1,5284	0,82	15763,61	1765,524	4172,72	9825,365
0,7	4,564	1,5284	0,82	15763,61	1765,524	0	13998,09
0,8	5,216	1,3626	0,73	14053,58	1574,001	0	12479,58
0,9	5,868	1,1968	0,64	12343,55	1382,478	0	10961,08
1	6,52	1,031	0	0	0	0	0

По таблице 3.3 строим эпюры погонных воздушных нагрузок на крыло

Рисунок 3.4 – Эпюры погонных воздушных нагрузок на крыло

Рисунок 3.5 – Суммарная погонная воздушная нагрузка на крыло

3.2.3 Построение эпюр Q, М и М_z

Эпюры Q и М. При построении эпюр поперечных сил Q и изгибающим моментов М крыло рассматривается как двухопорная балка с консолями, нагруженная распределенными аэродинамической q_в и массовой q_кр нагрузками и сосредоточенными силами Р_агр.

Величина поперечной силы в сечении z_отн, определяется суммированием нагрузки, расположенной по одну сторону от рассматриваемого сечения

Н/м (3.15)

Изгибающий момент М

Н∙м (3.16)

Произведя расчеты по формулам (3.15) и (3.16), полученные результаты занесем в таблицу 3.4

Таблица 3.4 – Поперечная сила Q и изгибающий момент М

z, м	Q, Н/м	М, Н∙м
0	-160572,074	1046929,920
0,652	-135604,281	795725,919
0,652	-95181,701	558526,221
1,304	-79046,481	412306,446
1,956	-64301,130	293470,359
1,956	-69804,540	318587,922
2,608	-56449,058	220828,716
2,608	-56449,058	220828,716
3,260	-44483,445	145016,031
3,912	-33907,700	88431,283
4,564	-24721,825	48355,889
4,564	-32883,666	64320,450
5,216	-21776,784	28396,926
5,868	-12650,032	8247,821
6,520	0	0

По таблице 3.4 строим графики Q и М

Рисунок 3.6 – Эпюра поперечной силы Q

Рисунок 3.7 – Эпюра изгибающего момента М

3.2.4 Расчет момента m_z строиться относительно оси z, вдоль которой велось распределение погонной нагрузки q. Ось z можно выбрать произвольно, однако удобнее совмещать ее со средней линией крыла. Погонный момент относительно оси z от распределенных аэродинамических и массовых сил.

m_z=q_в(х_z-х_д)+q_кр(х_т-х_z) (3.17)

Рисунок 3.8 – Эпюра момента m_z

Интегрируя эпюру погонных моментов m_z с учетом сосредоточенных моментов ΔМ_агр, получим эпюру моментов M_z по формуле

(3.18)

Рассчитав по формулам (3.17) и (3.18) полученные значения занесем в таблицу 3.5

Таблица 3.5 – Значения моментов М_z и m_z

z_отн	x_z, м	x_д, м	x_т, м	m_z, Н∙м	M_z, Н·м
0	0,81	0,404	1,28	12719,83	-82933,3
0,1	0,76	0,379	1,201	11200,43	-65724,1
0,2	0,71	0,354	1,122	9777,628	-51000,1
0,3	0,66	0,329	1,043	8451,441	-38572,4
0,3	0,66	0,329	1,043	11203,15	-51131,2
0,4	0,61	0,304	0,964	9973,568	-39016,6
0,5	0,56	0,279	0,885	8840,6	-28820,4
0,6	0,51	0,254	0,806	7804,242	-20353,5
0,7	0,46	0,229	0,727	6864,494	-13427
0,8	0,41	0,204	0,648	6021,355	-7851,85
0,9	0,36	0,179	0,569	5274,826	-3439,19
1	0,31	0,154	0,49	0	0

По данным таблицы 3.5 строим эпюры m_z (рисунок 3.8) и М_z (рисунок 3.9)

Рисунок 3.9 – Эпюра М_z

Имея в произвольном сечении крыла z_отн=0,4 М_z и поперечную силу Q (рисунок 3.10) можно найти координату точки приложения нагрузки, действующей на отсеченную часть крыла

Рисунок 3.10 – координата центра приложения нагрузки

м (3.19)

Приближенное определение Q и М в произвольном сечении крыла z_отн=0,5.

Если погонная нагрузка распределяется пропорционально хордам крыла, то Q и М в любом сечении его можно определить без построения эпюр. В этом случае сечение z_отн (рисунок 3.11) поперечная сила будет равна

(3.20)

где - площадь отсеченной части крыла

Изгибающий момент М равен

М=Q·с (3.21)

где - расстояние от рассматриваемого сечения до центра тяжести;

b=1,86 м и b_к=1,031 м – соответственно текущая и концевая хорды крыла;

z=2,608 м - расстояние от z_отн=0,1;

l_χ=5,868 м – расстояние от z_отн=0,1 до b_к.

Рисунок 3.11 – Определение центра тяжести отсеченной части крыла

м²

Н/м

м

М=33612,6·1,747=49551,63 Н·м.

3.2.5 Проектировочный расчет сечения крыла

В проектировочном расчете необходимо подобрать силовые элементы поперечного сечения крыла: лонжероны, стрингеры и обшивку. Подберем материалы для продольных элементов сечения крыла

Лонжерон – 30ХГСА

σ_в=550 мПа

σ_р=385 мПа

σ_т=410 мПа

E=7,2·10⁵

Стрингер – Д16Т

σ_в=440 мПа

σ_р=270 мПа

σ_т=300 мПа

E=7,1·10⁵

Обшивка – Д16Т

σ_в=420 мПа

σ_р=260 мПа

σ_т=280 мПа

E=7,1·10⁵

Шаг стрингеров находят из условия получения волнистости поверхности крыла не выше определенного значения. Величина должна удовлетворять неравенству

. (3.22)

где и – давление в горизонтальном полете на нижней и верхней поверхностях крыла;

– коэффициент Пуансона, для дюраля ;

– модуль упругости первого рода материала обшивки.

Приближенно величины и считаем равными

(3.23)

(3.24)

Потребная толщина обшивки определяется

мм (3.25)

где М_изг=1046930 Н – момент в сечении;

Ω=561941 мм² – удвоенная площадь, ограниченная контуром сечения крыла и задней стенкой лонжерона.

Параметр является относительным прогибом, рекомендуемое значение которого не более .

Задаваясь шагом стрингеров, найдём толщину обшивки, удовлетворяя неравенство (3.22)

δ_сж=2 мм, δ_р=2 мм, шаг стрингера t=100 мм.

Определим количество стрингеров на верхней и на нижней частях поперечного сечения:

шт. (3.26)

где n_стр принимаем равным 10 штук;

В_л =1075 мм – расстояние от стенки переднего до стенки заднего лонжерона.

Нагрузки воспринимаемые панелями будут равны

кН (3.27)

где Н_ср вычисляется по формуле

мм (3.28)

кН

Нагрузка воспринимаемая панелью может быть определена по формуле

Р_со=Р·η=3583,8·0,4=1433,5 кН (3.29)

где η=0,4 – коэффициент, учитывающий силовую схему крыла, для лонжеронной схемы крыла η=0,3-0,4.

Подбор продольного силового набора в растянутой зоне

Усилие в растянутой зоне определяется равенством

(3.30)

где n_стр– количество стрингеров в растянутой зоне, учитываемое в проектировочном расчете,

– площадь поперечного сечения одного стрингера;

– толщина обшивки в растянутой зоне;

k1=0,85 коэффициент, учитывающий концентрацию напряжений и ослабление сечения отверстиями под заклепки или болты;

k2=0,9 – коэффициент, учитывающий запаздывание включения в силовую схему обшивки по сравнению со стрингерами.

Тогда найдем потребную площадь стрингеров в растянутой панели

см² (3.31)

Зная потребную площадь стрингера, из сортамента профилей выберем стрингер с близкой площадью поперечного сечения.

Выбираем равнополочный уголок 35х5 с см².

Определим площади поясов лонжерона

(3.32)

Площадь F_рл следует распределить между растянутыми полками переднего и заднего лонжеронов

F_л=F_п+F_з (3.33)

(3.34)

Исходя из уравнений (3.33) и (3.34) получим

см² (3.35)

см² (3.36)

Подбор продольного силового набора в сжатой зоне

Усилие в сжатой зоне находят по формуле

Р^с_со=σ_крстр·n_стр·(+2·с·δ) (3.37)

где σ_крстр =270 мПа – расчетное разрушающее напряжение стрингера в сжатой зоне;

– площадь поперечного сечения одного стрингера в сжатой зоне.

Присоединенную площадь обшивки определим по формуле

ƒ_общ=30·δ_в² (3.38)

Тогда потребная площадь стрингера

см² (3.39)

Зная потребную площадь стрингера, из сортамента профилей выберем стрингер с близкой площадью поперечного сечения.

Выбираем равнополочный уголок 50х5 с см².

Критические напряжения местной потери устойчивости выбранного стрингера определим по формуле

(3.40)

где k=1 - коэффициент, учитывающий условия закрепления граней стенки.

Стрингеры на местную устойчивость проверим для всех стенок стрингера, кроме приклепываемых к обшивке.

Для полки стрингера

мПа

Так как >, их необходимо скорректировать по формулам

(3.41)

(3.42)

мПа

Ширину присоединенной обшивки, работающей с напряжениями стрингера, определим

м (3.43)

Площадь присоединенной обшивки

F_обш=2·с·δ_в=17,4·2=34,8 см² (3.44)

Суммарная площадь полок лонжеронов

(3.45)

Распределим площадь между сжатыми полками переднего и заднего лонжеронов пропорционально квадратам их высот

см² (3.46)

см² (3.47)

Примем отношение ширины полки лонжерона к ее толщине , тогда

1лонжерон:

, ; , ;

2лонжерон:

, ; , .

Подбор толщин стенок лонжеронов

Для приближенного расчета можно считать, что центр жесткости поперечного сечения лежит в центре тяжести жесткостей лонжеронов на изгиб.

Определим моменты инерции лонжеронов

(3.48)

(3.49)

у_цт1=51,21 мм

I₁=16250,75 см⁴

у_цт2=36,34 мм

I₂=10524,24 см⁴

Определим центр жесткости сечения

см (3.50)

Перенося поперечную силу со статическим нулем в центр жесткости, замечаем, что эта сила эквивалентна двум силам и крутящему моменту.

Поперечная сила опредляется

кН (3.51)

где Q – поперечная сила в расчетном сечении.

Q₂=Q-Q₁=160,572-97,457=63,1 кН (3.52)

Крутящий момент определяется

М_кр=Q·(х_цж-d) (3.53)

где d=46,9 см.

Мкр=160,572·(0,5637-0,469)=15,69 кН·м

Эти силы вызывают потоки касательных усилий в стенках лонжеронов (рисунок 3.12)

Рисунок 3.12 – Потоки касательных усилий в стенках лонжеронов.

кН/м (3.54)

кН/м (3.55)

Если предположить, что крутящий момент воспринимается только внешним контуром сечения крыла, то этот момент уравновешивается потоком касательных усилий

кН/м (3.56)

Тогда в зависимости от расположения поперечной силы (до или после центра жесткости)

q_∑_i=q_i±q_кр (3.56)

q_∑1=q₁+q_кр=270,714+27=297,714

q_∑2=q₂+q_кр=247,5+27=274,5

Найдем толщину стенки

(3.57)

где τ=0,25·σ_в=0,25·550=137,5 мПа

мм

Принимаем толщину стенки δ₁=3 мм, δ₂=2 мм.

3.2.6 Определение расстояния между нервюрами

Расстояние между нервюрами определяется из условия равной прочности при местной потере устойчивости стрингера и при общей потере устойчивости стрингера с присоединенной обшивкой.

Критические напряжения потери устойчивости стрингера определяются по формуле

(3.58)

где – момент инерции сечения стрингера с присоединенной обшивкой относительно оси, проходящей через центр тяжести этого сечения и параллельной плоскости обшивки;

– расстояние между нервюрами

мм (3.59)

(3.60)

Тогда расстояние между нервюр найдем по формуле

см (3.61)

3.2.7 Проверочный расчет крыла

Целью проверочного расчета является проверка прочности конструкции при действительной геометрии и физико-механических характеристиках материалов конструкции методом редукционных коэффициентов

Определим редуцированные площади элементов. Действительные площади элементов сечения

F_рдл1=F_пер·k₁=51·0,85=43,385 см² (3.62)

F_рдл2=F_зад·k₁=25,6·0,85=21,768 см² (3.63)

ƒ_рсо=2·(ƒ_стр·k₁+ƒ_общ)=2·(3,28·0,85+34,8)=75,176 см² (3.64)

F_сдл1=F_пер·k₁=41,931·0,85=35,642 см² (3.65)

F_сдл2=F_зад·k₁=21,039·0,85=17,883 см² (3.66)

ƒ_ссо=2·(ƒ_сстр·k₁+ƒ_общ)=2·(4,8·0,85+34,8)=77,76 см² (3.67)

3.2.8 Проверочный расчет на касательные напряжения

Оценим прочность обшивки модифицированного сечения. Обшивка находится в плоском напряженном состоянии.

Определим критическое напряжение потери устойчивости обшивки

(3.68)

где (3.69)

мПа

Так как значение τ_кр>τ (138,24>137,5), обшивка не теряет устойчивости.

Напряженное состояние в точках обшивки, расположенных вблизи стрингеров, определяем по формулам

При

, , (3.70)

, (3.71)

. . (3.72)

Условие прочности, соответствующее критерию энергии формообразования, имеет вид

, (3.73)

где =500,319 мПа (3.74)

Так как σ₀<σ_в (500,319 < 550), условие прочности на касательные напряжения выполняется.

4 Экономическая часть

4.1 Исходные данные

Таблица 4.1 - Исходные данные

Параметр	Значение	Единицы измерения
Крейсерская скорость	520	км/ч
Расчетная дальность	3100	км
Взлетная масса ВС	3400	кг
Масса пустого ВС	1750	кг
Максимальная коммерческая нагрузка	850	кг
Назначенный ресурс планера	15	тыс.ч
Назначенный ресурс двигателя	10	тыс.ч
Межремонтный ресурс планера	5000	ч
Межремонтный ресурс двигателя	3500	ч
Годовой налет планера	2000	ч
Годовой налет двигателя	1900	ч
Число двигателей	1	шт
Взлетная мощность двигателя	634	кВт
Часовой расход топлива	142,88	кг

4.2 Критерий и методика определения

Критерием экономической эффективности является рентабельность Р, которую вычисляют по формуле

, (4.1)

где П_год – годовая прибыль, р.;

ПФ – среднегодовая стоимость производственных фондов.

Экономическая оценка эффективности новой техники главным образом определяется по эффективности капитальных вложений. Различают общую (абсолютную) и сравнительную эффективность капиталовложений. Общая эффективность капиталовложений определяется отношением годового прироста чистой продукции, получаемой от внедрения данного объекта к общей сумме связанных с этим капиталовложений. В связи с тем, что капиталовложения в авиационную транспортную систему носят нерегулярный и несоизмеримый характер, то рассчитать данные величины не представляется возможным. Но в связи с тем что, летно-технические характеристики воздушного судна заложены первоначально, а экономическая эффективность зависит главным образом от этого, то возможно рассчитать условие сопоставимости при экономической оценке.

4.3 Стоимость планера и авиадвигателей

Стоимость самолето-двигательного парка (СДП) влияет на уровень эксплуатационных расходов через амортизацию и текущий ремонт, на величину основных производственных фондов, а следовательно, и на рентабельность и потребные капиталовложения.

Капиталовложения в СДП складываться из затрат на создание ВС, авиадвигателя (НИР и ОКР), серийное производство, затраты связанные с вводом в эксплуатацию новых типов самолетов.

4.3.1 Стоимость планера ВС

Первоначальная стоимость ВС зависит от многих факторов, но основными являться масса конструкции, крейсерская скорость, серийность производства. При расчете не учтено влияние конструктивно-технологических особенностей конструкции, технического уровня завода и другие трудно учитываемые, особенно для перспективных самолетов факторы.

Стоимость самолета в рублях, с оборудованием без стоимости двигателей вычисляют по формуле

, (4.2)

где усG_сн – удельная стоимость, т.е. цена воздушного судна с оборудованием без стоимости двигателей, отнесенная к массе снаряженного ВС, р./кг;

G_сн – масса пустого снаряженного ВС, кг.

C_пл.с=18115·1750=31701250 р.

4.3.2 Стоимость авиадвигателей

Стоимость двигателей в рублях вычисляют по формуле

, (4.3)

где усР₀_i – удельная стоимость, т.е. цена двигателя отнесенная к одного кВт взлетной тяги;

Р₀_i – взлетная мощность одного двигателя в кВт.

С_д=1·4178·634=2648852 р.

4.3.3 Стоимость самолета с авиадвигателями

С_с=С_пл.с+С_д (4.4)

С_с=31701250+2648852=34350102 р.

При анализе полученных данных можно сделать вывод, что себестоимость, полученная расчетным путем близка к действительности. Например, согласно Интернет данных на начало 2011 года, цена ВС EADS Socata TBM 850 составляет 93 млн.р., Pilatus PC-12 в различной комплектации от 88 до 96 млн.р.

4.4 Затраты на разработку планера и двигателей

Затраты на разработку планера и двигателя включают НИР и ОКР, где расходы на ОКР складываются из расходов на проектирование, постройку и испытание опытных экземпляров, на доводочные и другие работы, кроме затрат связанных с обеспечением серийного производства.

Под затратами на разработку планера и двигателя имеются в виду расходы, связанные с созданием нового объекта в запроектированном виде, без затрат на последующие модификации данного типа планера или двигателя.

4.4.1 Затраты на разработку планера ВС

Затраты на разработку планера в миллионах рублей, с учетом НИР и ОКР вычисляют по формуле

С_{раз.пл.с}=ус_{раз.пл.с}·G_сн, (4.5)

где ус_{раз.пл.с} – удельная стоимость разработки (затраты, приходящиеся на 1 тонну массы снаряженного ВС), р/т.

На 1 января 2011 года стандартная среднеудельная стоимость разработки (без учета дисконтирования затрат) примерно равна 21,6 млн.р. на 1 тонну массы снаряженного ВС.

С_{раз.пл.с}=21,6·1,75=37,8 млн.р.

Стоимость НИР составляет примерно 0,15 от ОКР. С увеличением массы ВС затраты на его создание (при равных условиях технического совершенства) растут не прямо пропорционально массе, а в меньшей степени.

4.4.2 Затраты на разработку авиадвигателей

Основными факторами затрат на создание авиадвигателя являться:

- тяга двигателя;

- степень двухконтурности;

-степень преемственности конструкции, относительно ранее созданного двигателя.

Затраты на разработку авиадвигателя в миллионах рублей вычисляют по формуле

С_раз.д= ус_раз.д·Р₀_i, (4.6)

где ус_раз.д – удельная стоимость разработки (затраты приходящиеся на 1 кВт взлетной тяги), р/кВт. С учетом эмпирического коэффициента ψ=230, показывающего во сколько раз затраты на создание авиадвигателя превышают отпускную цену серийного двигателя и коэффициента преемственности конструкции ƒ=0,6, возможно примерно принять удельную стоимость разработки равную 63,5 млн.р/кВт.

С_раз.д=6,5·634=4,121 млн.р.

4.5 Определение эксплуатационных расходов на самолет-час для анализа экономической эффективности ВС

При экономической оценке ВС эксплуатационные расходы (ЭР) разделяют на прямые, или летные (ПЭР) и наземные. К ПЭР относятся:

- амортизация;

- техническое обслуживание ВС и авиадвигателей;

- зарплата летно-подъемного состава (ЛПС) и авиа ГСМ.

К наземным относятся:

- функционирование наземных служб (кроме инженерно-авиационной службы);

- зарплата наземного состава;

- содержание, текущий ремонт и амортизация аэродромов;

- содержание, текущий ремонт и амортизация зданий и сооружений;

- содержание, текущий ремонт и амортизация авто- и спецтранспорта.

4.5.1 Амортизация самолетно-двигательного парка

Расходы на амортизацию состоят из реновации, идущей на восстановление (возмещение) первоначальной стоимости отчислений на покрытие расходов по капитальным ремонтам.

Ежегодно отчисляется определенная доля или процент от первоначальной стоимости ВС или двигателя независимо от налета часов и от того, установлен ли двигатель на ВС или находиться в обороте. Это доля или процент называется нормой реновации (НР), она равна:

- для всех типов ЛА без двигателей НР=0,08;

- для всех типов авиадвигателей НР=0,1.

Годовую сумму реновации Рен_г в рублях на год вычисляют по формуле

Рен_г.с=НР·С_пл.с, (4.7)

Рен_г.с=0,08·31701250=2536100 р./год

Рен_г.д=НР·С_д, (4.8)

Рен_г.д=0,1·2648852=264885,2 р./год.

Реновацию к летному часу для планера ВС в рублях на час вычисляют по формуле

, (4.9)

где Н_с – годовой налет часов на самолете, ч/год.

р./ч.

Реновацию к летному часу для авиадвигателя в рублях на час вычисляют по формуле

, (4.10)

где Н_д – годовой налет часов авиадвигателя, ч/год.

р./ч.

Расходы на капремонт самолета (КР_с) в рублях на час вычисляют по формуле

, (4.11)

где С_рс – стоимость одного капремонта планера ВС. Из практики следует, что стоимость одного капремонта с учетом затрат на доработки конструкции, производимые при капремонте с учетом нормы рентабельность ремонтного предприятия равна:

С_рпл.с=0,2·С_пл.с (4.12)

С_рпл.с=0,2·31701250=6340250 р.

n_рс – количество капремонтов, производимых в назначенный ресурс, производят по формуле

, (4.13)

где Т_н – назначенный ресурс, тыс.ч;

Т_р – межремонтный ресурс, тыс.ч.

р./ч.

Расходы на капремонт авиадвигателя (КР_д) в рублях на час вычисляют по формуле

, (4.14)

где С_рс – стоимость одного капремонта авиадвигателя. Стоимость каждого ремонта равна 23% цены нового двигателя

С_рд=0,23·С_д (4.15)

С_рд=0,23·2648852=609235,96 р.

n_рд – количество капремонтов авиадвигателей, производимых в назначенный ресурс, производят по формуле

, (4.16)

р./ч.

Расходы на амортизацию планера ВС в рублях на час вычисляют по формуле

АМПЛС=Рен_пл.с+КР_пл.с=1268,05+2536,1=3084,15 р./ч.

Расходы на амортизацию авиадвигателя в рублях на час вычисляют по формуле

АМД= Рен_д+КР_д=139,41+323,26=462,68 р./ч.

4.5.2 Расходы на авиатопливо

С учетом затрат на топливо в непроизводственном налете часов (служебно-вспомогательные, тренировка), издержек по топливу, расходы при работы двигателей на земле, а так же затрат на смазочное, часовые издержки по авиатопливу в рубля на час, вычисляют по формуле

ГС_ч=80·Q, (4.17)

где Q – средний расход топлива за полет, кг;

80 – коэффициент, учитывающий среднесетевую центу топлива, а так же непроизводственный налет, расход на земле и издержки на смазку.

ГС_ч=80·142,88=11430,4 р./ч.

4.5.3 Наземные расходы

К наземным относятся расходы, связанные с обеспечением всех наземных служб и состоят из амортизации, содержания и текущего ремонта зданий, сооружений и оборудования, заработной платы (ЗП) и выплат с отчислением на соцстрах наземных служб и накладных расходов.

Технический параметр, влияющий на уровень наземных расходов зависит от практической дальности полета L_к в т.км и максимальной коммерческой нагрузки G_max в тоннах.

Наземные расходы S_н приходящиеся на один летный час, в рублях на час вычисляют по формуле

S_н=σ·G_max·L_к, (4.18)

где σ – расходная ставка по наземным расходам, р./ч.

S_н=6,314·0,85·3,1=16,63 р./ч.

4.5.4 Общая стоимость самолето-часа

В соответствии с вышеизложенными расчетами, возможно рассчитать стоимость самолето-часа. Общая стоимость состоит из расходов на амортизацию и техобслуживание ВС, затрат на авиатопливо и наземных расходов без стоимости планера, авиадвигателя. Для полной картины возможно просуммировать и заработную плату (ЗП) летного состава, но в связи с отсутствием единой шкалы оплаты и завода производителя данного ВС это не представляется возможным. коэффициент 1,06 и 1,04 учитывают непроизводственный налет часов и работу двигателей на земле.

В связи со сказанным, стоимость самолето-часа в рублях на час вычисляют по формуле

S_ч=1,06·КР_д+1,04·КР_пл.с+ГС_ч+S_н (4.19)

S_ч=1,06·323,26+1,04·2536,1+11430,4+16,63=14427,24 р.

Таблица 4.2 - Стоимости затрат.

Статьи затрат	Обозначение	Параметр	Ед. изм
Стоимость планера ВС	С_пл.с	31,7	млн.р.
Стоимость авиадвигателей	С_д	2,64	млн.р.
Стоимость ВС	С_с	34,35	млн.р.
Затраты на разработку планера ВС	С_{раз.пл.с}	37,8	млн.р.
Затраты на разработку авиадвигателя	С_раз.д	4,121	млн.р.
Годовая сумма реновации планера ВС	Рен_г.с	2,53	млн.р./год
Годовая сумма реновации двигателя	Рен_г.д	0,264	млн.р./год
Реновация к летному часу для планера ВС	Рен_пл.с	1268,05	р./ч.
Реновация к летному часу для двигателя	Рен_д	139,41	р./ч.
Расходы на капремонт планера ВС	КР_пл.с	2536,1	р./ч.
Расходы на капремонт двигателя	КР_д	323,26	р./ч.
Расходы на амортизацию планера ВС	АМПЛ	3804,15	р./ч.
Расходы на амортизацию авиадвигателя	АМД	462,68	р./ч.
Расходы на авиатопливо	ГС_ч	11430,4	р./ч.
Наземные расходы	S_н	16,63	р./ч.
Общая стоимость самолето-часа	S_ч	14427,24	р.

Заключение

В дипломном проекте был спроектирован легкий пассажирский самолет для местных авиалиний, способный перевозить до 7 пассажиров на расстояние до 3060 км. Разработана аэродинамическая компановка, спроектирован общий вид самолета, произведена эскизная компановка салона на два класса. Произведен расчет основных геометрических, массовых, аэродинамических и летно-технических характеристик легкого пассажирского самолета. Рассчитана центровка самолета. Произведен прочностной расчет прямого крыла большого удлинения, определены нагрузки, действующие на крыло, а так же подобраны силовые элементы продольного и поперечного набора. Разработан технологический процесс изготовления киля, спроектировани приспособление – стапель для сборки киля. Описана конструктивно-технологическая характеристика агрегата, разработан технологической маршрут изготовления киля. Так же описана планировка участка (цеха) по производству килей. Рассчитаны технико-экономические показатели спроектированного самолета, непосредственно приблизительная цена самолета, цена авиадвигателей, стоимость нормо-часа работ и стоимость самолето-часа. Так же была разработана конструкторская документация, представленная в виде чертежей общего вида самолета, компановки, центровки, чертеж приспособления, законцовки крыла.

При проектировании данного проекта были использованы программы Компас 3D V12, Matchcad.

Список использованных источников

Проектирование самолетов: Учебник для вузов /Под ред. С.М. Егера. М.: Машиностроение, 1972.
Сергеев Д.И. Дипломное проектирование. Учебное пособие. Оренбург, 2004.
Чудаков М.В. Построение поляр и расчет динамики полета дозвуковых транспортных и пассажирских самолетов. Учебное пособие. Оренбург, 2003.
Глаголев А.Н. Конструкция самолетов. М.: Машиностроение, 1975.
В.М.Головин, Г.В.Филипов, В.Г.Шахов. Расчет поляр и подбор винта к самолету. Методические указания. Самара, 1992.
Ю.Л.Тарарсов, Б.А.Лавров. Расчет на прочность элементов конструкции самолета. Методические указания. Куйбышев, 1988.
В.М.Турапин, В.В.Салмин. Летные характеристики, продольная устойчивость и управляемость самолета. Методические указания. Куйбышев, 1987.
Чумак П.И. Расчет, проектирование и постройка сверхлёгких самолётов Москва «Патриот», 1991.-238с.
Арепьев А.Н. Вопросы проектирования лёгких самолётов. Выбор схемы и параметров – М., МГТУГА, 2001. -137с.
Гребеньков О.А. Конструкция самолётов: Учебное пособие для авиационных вузов. – М. Машиностроение, 1984. – 240с.
Проектирование самолета. Разработка требований, определение взлетной массы: Методические указания к лабораторным работам /О.Н.Корольков, Д.М.Козлов, И.П.Вислов, Н.В. Власов. - Куйбышев: КуАИ, 1990 - 36с.
Проектирование самолета. Компоновка, центровка, разработка общего вида: Методические указания к лабораторным работам. /О.Н. Корольков, Д.М. Козлов, КуАИ, 1990. - 24с.
Мостовой А.С. Расчет на прочность элеронов, механизация крыла и оперения: Учебное пособие. - Куйбышев: КуАИ, 1981 - 44с.
Аэродинамика летательных аппаратов /Г.А. Колесников, В.К. Макаров, А.А. Михайлюк и др.; Под редакцией Г.А. Колесникова.- М.: Машиностроение, 1993 – 544 с.
Житомирский Г.И. Конструкция самолетов: Учебник для студентов авиационных специальностей ВУЗов - 1е издание, - М.: Машиностроение, 1991 - 396с.
Шульженко М.Н. Конструкция самолетов, Издание 3-е, переработанное и дополненное. - М.: Машиностроение, 1971 - 416с.
Вильлчек М.Н. Проектирование узлов силовых конструкций летательных аппаратов.- Куйбышев: КуАИ, 1985 - 64с.
Бадягин А.А., Мухаммедов Ф.А. Проектирование легких самолетов. – М.: Машиностроение, 1978. – 208с., ил.
Егоров С.Я. Аналитические и процедурные модели компоновки оборудования промышленных производств. – М.: Машиностроение, 2007. – 56с.
Зайцев В.Н., Рудаков В.Л. Конструкция и прочность самолетов. Издание 2-е. «Вища Школа» Киев, 1978. – 488 с.

Приложение А

Комплект конструкторской документации

Приложение В

Графики потребной и располагаемой тяг

ЧЕРТЕЖИ

diplom.rar

Категория: Дипломные работы / Дипломные работы по авиации

Уважаемый посетитель, Вы зашли на сайт как незарегистрированный пользователь.
Мы рекомендуем Вам зарегистрироваться либо войти на сайт под своим именем.

Привет студент

Наверх