Главная Учебники - Разные Лекции (разные) - часть 12
|
МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ
САМАРСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ АЭРОКОСМИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ имени академика С.П. КОРОЛЕВА
Кафедра
конструкции и проектирования летательных аппаратов ПОЯСНИТЕЛЬНАЯ ЗАПИСКА к дипломному проекту на тему: Весовое проектирование магистральных самолетов Дипломник Фонина Т.А. Руководитель проекта проф. Комаров В.А. 2003 Дипломный проект. Пояснительная записка: 160 с., 8 рис., 62 табл., 10 источников Графическая документация: 14 л. А1. МЕТОДИКА РАСЧЕТА ВЕСОВОГО, МАССА ВЗЛЕТНАЯ, ТЯГОВООРУЖЕННОСТЬ, НАГРУЗКА УДЕЛЬНАЯ НА КРЫЛО, ФОРМУЛА СТАТИСТИЧЕСКАЯ, МАССА ОТНОСИТЕЛЬНАЯ, МАССА АБСОЛЮТНАЯ, УРАВНЕНИЕ СУЩЕСТВОВАНИЯ, СВОДКА ВЕСОВАЯ
Рассмотрены различные подходы к весовому расчету самолета на этапе эскизного проектирования самолета: методика Егера, методика Торенбика и методика Реймера. В соответствии с указанными методиками проведен расчет трех проектов, прототипами для которых являются уже существующие самолеты Ту-154, Ту-204 и Ил-96-300. Проведен анализ и верификация результатов расчетов на основе фактических значений масс указанных прототипов. На основе анализа результатов расчетов проведена разработка новой комбинированной методики расчета самолета, приведены результаты расчетов в соответствии с комбинированной методикой и их анализ. Предложены дальнейшие пути совершенствования методики расчета самолетов. СОДЕРЖАНИЕ Стр. ВВЕДЕНИЕ 7 ОСНОВНАЯ ЧАСТЬ 1 ВЫБОР ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ САМОЛЕТА 10 1.1 Расчет самолета в соответствии с методикой Егера 10 1.2 Расчет самолета в соответствии с методикой Торенбика 25 1.3 Расчет самолета в соответствии с методикой Реймера 37 2 АНАЛИЗ ПРЕДСТАВЛЕННЫХ МЕТОДИК И РЕЗУЛЬТАТОВ ВЫЧИСЛЕНИЙ 49 2.1 Анализ представленных методик 49 2.2 Анализ полученных результатов 51 2.2.1 Результаты оценки удельной нагрузки на крыло 51 2.2.2 Результаты определения тяговооруженности самолета 53 2.2.3 Выводы о результатах определения основных параметров проектируемых самолетов 55 2.2.4 Определение взлетной массы в первом приближении 56 2.2.5 Определение взлетной массы во втором приближении 59 3 РАЗРАБОТКА НОВОЙ МЕТОДИКИ РАСЧЕТА САМОЛЕТА 62 3.1 Выбор удельной нагрузки на крыло и типа механизации крыла 62 3.2 Определение потребной тяговооруженности самолета 64 3.3 Определение взлетной массы самолета в первом приближении 65 3.3.1 Определение массы полезной нагрузки 66 3.3.2 Определение относительной массы пустого самолета 66 3.3.3 Определение относительной массы топлива 66 3.3.4 Определение взлетной массы самолета в первом приближении 69 3.4 Определение основных абсолютных размеров самолета 69 3.5 Весовой расчет самолета 70 4 АНАЛИЗ РЕЗУЛЬТАТОВ РАСЧЕТОВ В СООТВЕТСТВИИ С УТОЧНЕННОЙ МЕТОДИКОЙ 77 5 ПЕСПЕКТИВЫ ВЕСОВОГО СОВЕРШЕНСТВОВАНИЯ САМОЛЕТОВ 80 6 ОЦЕНКА ВЛИЯНИЯ МАССЫ ПУСТОГО САМОЛЕТА НА ЕГО СТОИМОСТЬ И РАСХОДЫ НА ТЕХНИЧЕСКОЕ ОБСЛУЖИВАНИЕ С УЧЕТОМ СОВЕРШЕНСТВОВАНИЯ ПРОЦЕССА ПРОЕКТИРОВАНИЯ 82 7 ОБЕСПЕЧЕНИЕ ТРЕБОВАНИЙ ОХРАНЫ ОКРУЖАЮЩЕЙ СРЕДЫ И ТЕХНИКИ БЕЗОПАСНОСТИ 88 7.1 Влияние массы пустого самолета на экологическую нагрузку, оказываемую им на окружающую среду 88 7.2 Организация рабочего места пользователя ПЭВМ 91 7.2.1 Обеспечение техники безопасности в соответствии с общими эргономическими требованиями 91 7.2.2 Обеспечение техники безопасности в соответствии с требованиями к вентиляции, отоплению и кондиционированию 94 7.2.3 Обеспечение техники безопасности в соответствии с требованиями к освещению 95 7.2.4 Обеспечение техники безопасности в соответствии с требованиями к защите от статического электричества и излучений 96 7.3 Расчет искусственной освещенности помещения, предназначенного для размещения рабочих мест с ПЭВМ 96 ЗАКЛЮЧЕНИЕ 99 СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ СОКРАЩЕНИЙ 103 СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ОБОЗНАЧЕНИЙ 104 СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ 107 ПРИЛОЖЕНИЯ 108 ПРИЛОЖЕНИЕ А Проект по прототипу Ту-154 109 ПРИЛОЖЕНИЕ Б Проект по прототипу Ту-204 120 ПРИЛОЖЕНИЕ В Проект по прототипу Ил-96-300 131 ПРИЛОЖЕНИЕ Г Определение параметра взлета (к расчету удельной нагрузки на крыло по методике Реймера) 142 ПРИЛОЖЕНИЕ Д Расчет относительной массы топлива в соответствии с методикой Реймера 143 ПРИЛОЖЕНИЕ Е К оценке аэродинамического качества самолета 145 ПРИЛОЖЕНИЕ Ж К расчету удельной нагрузки на крыло в соответствии с методикой Реймера 146 ПРИЛОЖЕНИЕ И К расчету взлетной массы в соответствии с методикой Торенбика 147 ПРИЛОЖЕНИЕ К Основные характеристики используемых двигателей 149 ПРИЛОЖЕНИЕ Л Результаты расчетов в соответствии с новой комбинированной методикой 152 ВВЕДЕНИЕ Определение взлетной массы самолета является основной задачей процесса проектирования. Достижение высокой точности выполнения данной задачи необходимо уже на ранних стадиях проекта, так как значения масс являются решающим фактором в определении многих параметров самолета: нагрузок, центровки, облика и др. Таким образом, высокая точность позволит значительно уменьшить длительность процесса разработки проекта за счет сокращения времени на выявление ошибок и отклонений и на внесение изменений в проектные решения. Определение массы самолета может быть выполнено при помощи различных статистических формул, созданных на основе регрессионного анализа. Данный подход обладает определенными недостатками: применяются грубые модели агрегатов, основанные на балочной теории, а компоновочные особенности самолета учитываются посредством поправочных коэффициентов, значения которых выводятся на основе статистических данных о существующих самолетах, которые отражают как оптимальные, так и неоптимальные конструкции, что приводит к значительному разбросу расчетных масс. В данной работе рассматриваются три метода поэлементного расчета массы самолета в соответствии с методиками Егера, Торенбика и Реймера. В соответствии с методикой Егера, представленной в /1/, в данной дипломной работе проводится оценка технических требований к самолету, определяется значение взлетной массы в первом приближении и с использованием поэлементного метода расчета массы самолета вычисляется взлетная масса во втором приближении. Методика Егера является основой для отечественного учебного курсового и дипломного проектирования, поэтому, исходя из опыта выполнения курсовых работ, ее недостатки хорошо известны. В дипломной работе рассматривается несколько измененный вариант методики Егера в соответствии с методическими указаниями к выполнению курсовых и дипломных работ кафедры КиПЛА СГАУ /2, 3/. По аналогии с методикой Егера на основе материалов, представленных в /4/, в дипломной работе разрабатывается методика по Торенбику. Вид формул соответствует данным источника, порядок выполнения и объем методики определяется автором диплома. Таким образом, в рассматриваемой методике предусматривается оценка технических требований проектируемого самолета, определяется взлетная масса в первом приближении и проводится поэлементный расчет взлетной массы самолета во втором приближении. В ходе выполнения расчетов особое внимание обращено на выявленные ошибки и неточности формул, представленных в /4/. В качестве третьего подхода к расчету самолета предлагаются методы, изложенные в /5/. Издания данной книги на русском языке не существует, поэтому, для целей данной работы автором диплома был выполнен перевод некоторых глав из /5/, на основе которых по аналогии с методикой Егера разрабатывается методика по Реймеру. Многие формулы видоизменены вследствие перевода системы единиц США (AVOIRDUPOIS WEIGHT) в метрическую систему измерения. Методика по Реймеру включает в себя оценку технических требований к самолету, определение взлетной массы в первом приближении и поэлементный расчет массы самолета во втором приближении. Для трех рассматриваемых подходов к эскизному проектированию проводится анализ расчетных условий, верификация методов и отдельных статистических формул. В качестве итога данной дипломной работы предлагается методика расчета самолета, разработанная на основе материалов вышеуказанных авторов, в которой делается попытка уйти от определенных недостатков отдельных подходов и указываются пути дальнейшего совершенствования процесса эскизного проектирования самолета с учетом современных тенденций улучшения характеристик самолетов по массовым показателям. Сопоставление и анализ существующих методов весового проектирования самолетов, а также разработка новой уточненной методики эскизного проектирования позволяют говорить о совершенствовании процесса весового проектирования, роль и значение которого «проявляется в достижении всех видов эффективности – весовой, топливной и экономической, показатели которых отражают в свою очередь общий уровень технического совершенства летательных аппаратов, а также научные и технологические достижения в области аэродинамики, двигателестроения, конструкционного материаловедения, радиоэлектроники» /6/. В дипломной работе приводятся расчеты, позволяющие оценить экономический эффект (экономию средств), получаемый в результате использования более совершенных методик проектирования самолета, а также рассматривается важность поднятой проблемы с точки зрения экологии. В соответствии с тремя вышеуказанными методиками и разработанной на их основе комбинированной методикой проводится проектирование трех самолетов, прототипами для которых являются уже существующие самолеты Ту-154, Ту-204 и Ил-96-300. В дальнейшем для проектируемых самолетов используется термин «проект по прототипу...». ОСНОВНАЯ ЧАСТЬ 1 ВЫБОР ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ САМОЛЕТА Процессу выбора основных параметров и проведению расчетов предшествует задание исходных данных, которые определяются ТТТ, эксплуатационными ограничениями и техническими возможностями. Таким образом, к исходным данным относятся: расчетная дальность полета Ниже рассматриваются три различных метода выбора основных параметров самолета и расчета его массы. Расчеты ведутся для трех проектов, прототипами для которых являются уже существующие самолеты Ту-154, Ту-204 и Ил-96-300. Исходные данные, а также результаты расчетов представлены в ПРИЛОЖЕНИЯХ А, Б, В. 1.1 Расчет самолета в соответствии с методикой Егера В соответствии с методикой Егера, представленной в /1/, определяется следующий порядок выбора основных параметров самолета: 1) Вычисляется относительная масса расходуемого в полете топлива Из формулы (1.1) получаем следующее квадратное уравнение: Решая (1.2), получаем следующее выражение для относительной массы топлива: где величины 2) Определяется величина удельной нагрузки на крыло где величина Для слабой механизации В расчетах в соответствии с методикой Егера были приняты следующие коэффициенты максимальной подъемной силы при посадке: Для проекта по прототипу Ту-154 Для проекта по прототипу Ту-204 Для проекта по прототипу Ил-96-300 3) Определяется величина удельной нагрузки на крыло где Коэффициент сопротивления при нулевой подъемной силе Эффективное удлинение крыла /2/: 4) Проводится выбор величины удельной нагрузки на крыло: 5) Определяется тяговооруженность самолета где где На расчетном этапе полета (механизация крыла отклонена во взлетное положение, шасси убрано) градиент набора Таблица 1.1.1 - Значения градиента набора высоты на расчетном этапе полета
2 0,024 3 0,027 4 0,030 6) Определяется тяговооруженность самолета где где величина Если неизвестна величина где 7) Определяется тяговооруженность самолета из условия обеспечения полета на потолке: Коэффициент 8) Определяется тяговооруженность самолета где можно принимать:
1,5...1,7 – при средней механизации крыла; Для расчетов в соответствии с методикой Егера были приняты следующие статистические значения: Для проекта по прототипу Ту-154 Для проекта по прототипу Ту-204 Для проекта по прототипу Ил-96-300 Если задана не длина разбега, а сбалансированная длина ВПП, то величина 9) Проводится выбор тяговооруженности самолета 10) На основании предварительного значения взлетной массы самолета, которое выбирается на основе статистических данных, определяются относительные массы конструкции самолета где К
= 0,7...0,8 – для пассажирских самолетов с двумя ТВД и топливом в крыле; К
= 0,55 – для пассажирских самолетов с двумя ТРД (ТРДД) и топливом в крыле; К
= 0,35 – для самолетов с четырьмя ТРД (ТРДД) и топливом в крыле; где Таблица 1.1.2 - К определению относительной массы силовой установки Число двигателей
2 2,26 3,14 3 1,87 1,54 4 2,14 2,71 где где 11) В зависимости от заданной массы целевой нагрузки (коммерческой нагрузки) и массы служебной нагрузки (снаряжения) определяется величина взлетной массы самолета в первом приближении. Так как расчет взлетной массы в первом приближении предполагает задание некоторого предполагаемого значения взлетной массы, то процесс вычисления имеет итерационный характер. Таким образом, расчет необходимо проводить до тех пор, пока предполагаемое и расчетное значения не станут равными с допускаемой погрешностью в 3-5%. 12) С учетом выбранных на основе статистики значений относительных параметров площадь крыла: где взлетная тяга двигателей: где размах крыла: площади оперения: плечи оперения: хорды для крыла и оперения определяются по следующим зависимостям: На этом заканчивается первая итерация выбора основных параметров самолета. После выбора схемы самолета и определения основных параметров агрегатов производится расчет массы самолета во втором приближении. На основе полученного расчетного значения взлетной массы самолета в первом приближении 1.1.1 Относительная масса крыла
где Коэффициент Таблица 1.1.3 - К определению относительной массы крыла Ресурс крыла, тыс.ч 15...20 25...30 40...50
0,96 1,00 1,05 Принимаем где где Формула (1.1.21) применима для дозвуковых неманевренных самолетов с взлетной массой 1.1.2 Относительная масса фюзеляжа
где Коэффициенты принимают следующие значения: Формула (1.1.24) справедлива для дозвуковых магистральных пассажирских самолетов. 1.1.3 Относительная масса оперения
где Относительная масса горизонтального оперения для рассматриваемого класса самолетов: где Относительная масса вертикального оперения: Формулы (1.1.25 – 1.1.27) справедливы для дозвуковых самолетов классической схемы ( 1.1.4 Относительная масса шасси
где где где L – наибольшая возможная дальность беспосадочного полета, км где где где Относительная масса носовой опоры шасси: где Масса силовых элементов носовой стойки: где Приближенно: Масса конструктивных элементов носовой стойки: Если для шасси требуются обтекатели, то их массу необходимо включить в массу шасси. Масса обтекателей шасси составляет 10...12% от суммарной массы шасси. Формулы (1.1.28 – 1.1.37) справедливы для самолетов всех типов, исключая палубные, с взлетной массой 1.1.5 Масса силовой установки
где В относительных величинах: где где При полете на М<1 и для круглых воздухозаборников и сопел 1.1.6 Относительная масса топлива
где индексы означают «н. р.» - взлет, набор высоты и разгон до крейсерской скорости; «сн. п.» - снижение и посадка; «н. з.» - навигационных запас; «пр» - прочее (для маневрирования по аэродрому, опробования двигателей, несливаемый остаток). где где На режиме (V,K) = const где W
– расчетная скорость встречного ветра, при полете на высотах 10...12 км W
=70 км/ч. 1.2 Расчет самолета в соответствии с методикой по Торенбику По аналогии с методикой Егера на основе материалов, представленных в /4/, в данной дипломной работе была разработана методика по Торенбику. Вид формул соответствует данным источника, порядок выполнения и объем методы определялся автором диплома. В соответствии с методикой по Торенбику определяется следующий порядок выбора основных параметров самолета. 1) На основе статистических данных задаются предполагаемыми значениями взлетной массы самолета 2) Определяется удельная нагрузка на крыло где коэффициент е
– коэффициент Освальда, для скоростных реактивных самолетов он составляет 0,75...0,85 (с увеличением стреловидности коэффициент е
уменьшается). Для рассматриваемых проектов принимаем е=
0,8. 3) Определяется удельная нагрузка на крыло где Характерные требования к параметрам нормального взлета для самолетов, сертифицируемых по FAR 25, представлены в Таблице 1.2.1. Таблица 1.2.1 - Требования к нормальному взлету V4
/Vc kвзл
Hвзл
, м 1,25 – 1,3 необязательное требование 1,15 10,7 Принимается Градиент набора при отрыве: Коэффициент подъемной силы 4) Определяется удельная нагрузка на крыло где 5) Проводится выбор удельной нагрузки на крыло 6) Определяется тяговооруженность самолета где где Г
– функция газогенератора, Г
=0,9 для ТРД и ТРДД с низкой m
(для проекта по прототипу Ту-154); Г
=1,1 для ТРДД с высокой m
(для проектов по прототипам Ту-204, Ил-96-300). В /4/ не указываются возможные значения коэффициента где 7) Определяется тяговооруженность 8) Определяется тяговооруженность Значения коэффициентов подъемной силы и сопротивления берутся для этапа набора высоты. При требовании к безопасной скорости взлета Для этапа набора высоты справедлива следующая зависимость: где Для учета прироста сопротивления, вызванного отказом двигателя, величину Е
необходимо уменьшить на 4% для схемы самолета с двигателями на крыле (проекты по прототипам Ту-204, Ил-96-300) и на 2% при расположении двигателей в хвостовой части фюзеляжа (проект по прототипу Ту-154). Для учета влияния нестандартной атмосферы значение тяговооруженности, полученное по (1.2.14), следует разделить на 0,75. 9) Проводится выбор тяговооруженности: 10) Определяется относительная масса необходимого на полет топлива. Относительная масса топлива может быть определена графически по /4/. где Аналитический метод определения относительной массы топлива основан на уравнении Бреге. Относительная масса топлива, требуемая на крейсерский полет: Для определения аэродинамического качества Коэффициент сопротивления при нулевой подъемной силе рассчитывается в соответствии с уравнением: где для крыла: где Для вычисления (1.2.20) необходимо значение площади крыла, которое можно определить следующим образом: Для фюзеляжа: где Величина сопротивления хвостового оперения принимается равной 24% суммарного сопротивления крыла и фюзеляжа, следовательно, Для гондол: где Поправка на число Рейнольдса определяется следующим образом: Относительная масса резервного топлива: Относительная масса топлива, расходуемого на весь полет: 2) Определяется предварительное значение взлетной массы где Масса двигателей Так как расчет взлетной массы в первом приближении и определение удельной нагрузки на крыло предполагает задание некоторого предполагаемого значения взлетной массы, то расчет необходимо проводить до тех пор, пока предполагаемое и расчетное значения не станут равными с допускаемой погрешностью в 3-5%. 11) С учетом выбранных по статистике значений относительных параметров На этом заканчивается первая итерация выбора основных параметров самолета. После выбора схемы самолета и определения основных параметров агрегатов производится расчет массы самолета во втором приближении. На основе полученного расчетного значения взлетной массы самолета в первом приближении 1.2.1 Относительная масса крыла
где Формула (1.2.29) справедлива для случая установки на крыле шасси, а также учитывает средства механизации и элероны. В случае применения гасителей подъемной силы и воздушных тормозов приращение массы составит 2%. При установке двух или четырех двигателей на крыло его масса уменьшится соответственно на 5 и 10%. Если шасси не устанавливается на крыло, масса последнего уменьшается на 5%. 1.2.2 Группа хвостового оперения
где f
– коэффициент безопасности; f
= 2. Формулы (1.2.30) и (1.2.31) в представленном виде дают неверные результаты: масса оперения составляет десятки тонн (см. ПРИЛОЖЕНИЕ И). Для расчетов были использованы следующие формулы: 1.2.3 Масса фюзеляжа
Значение массы, полученное по (1.2.34), следует увеличить на 8%, если кабина герметична, на 4% при расположении двигателей в хвостовой части фюзеляжа, на 7% при установке шасси на фюзеляже. Если фюзеляж не имеет ниши для уборки шасси и узлов их крепления, из его основной массы вычитается 4%. Формула (1.2.34) в представленном виде дает несколько завышенные результаты: относительная масса фюзеляжа составляет около 20% от взлетной массы самолета (см. ПРИЛОЖЕНИЕ И). Возможно, формула (1.2.34) должна иметь следующий вид: где 1.2.4 Группа шасси
где Для убирающегося шасси коэффициенты принимают значения, представленные в Таблице 1.2.2. Таблица 1.2.2 - Коэффициенты для расчета массы шасси A B C D Основная опора 18,1 0,131 0,019 2,23*10-5
Носовая опора 9,1 0,082 - 2,97*10-6
1.2.5 Группа рулевых поверхностей
где 1.2.6 Группа гондол
Формула (1.2.39) применяется при высокой степени двухконтурности с коротким вентиляторным обтекателем. Величины, полученные по (1.2.38) и (1.2.39), включают массу пилонов и внешние элементы конструкции при установке реверса. 1.2.6 Группа силовой установки
где 1.2.7 Оборудование и системы
1.2.7.1 Группа ВСУ
где где 1.2.7.2 Пилотажно-навигационное (ПНО) и радиоэлектронное оборудование (РЭО).
где Формула (1.2.43) в представленном виде дает неверные результаты: масса оборудования составляет сотни тонн (см. ПРИЛОЖЕНИЕ И). Для расчетов была использована следующая формула, которая дает приемлемые значения массы оборудования: 1.2.7.3 Гидравлическая, пневматическая и электрическая системы
Суммарная масса гидравлической и пневматической систем при бустерном управлении, полностью дублированном, определяется следующим образом: Масса электрической системы: Формула (1.2.46) предназначена для определения массы электрической системы постоянного тока, хотя на прототипах рассматриваемых самолетов используется переменный ток. В /4/ отсутствуют другие данные. 1.2.7.4 Внутренняя отделка и оборудование
где 1.2.7.5 Система кондиционирования и противообледенительная система
В /4/ представлены данные для объединенных систем: где 1.2.7.6 Прочее
К данной группе относятся вспомогательные устройства, фотооборудование, внешние покрытия и т.п. Обычно массу этой группы принимают в пределах до 1% от 1.3 Расчет самолета в соответствии с методикой Реймера По аналогии с методикой Егера на основе материалов, изложенных в /5/, автором данной дипломной работы разрабатывается методика по Реймеру. Издания источника /5/ на русском языке не существует, поэтому, для целей данной работы автором диплома был выполнен перевод некоторых глав. Многие формулы видоизменены вследствие перевода системы единиц США в метрическую систему измерения. В соответствии с методикой Реймера определяется следующий порядок выбора основных параметров самолета. 1) Определяется значение тяговооруженности 2) Определяется значение тяговооруженности Аэродинамическое качество на крейсерском режиме Значение тяговооруженности на крейсерском режиме приводится к взлетным условиям: где 3) Проводится предварительный выбор тяговооруженности самолета:
4) В зависимости от предварительного значения тяговооруженности определяется удельная нагрузка на крыло из условия обеспечения дистанции разбега. Расчет проводится на основе «параметра взлета» (ПВ), который определяется по Рисунку Г.1 (ПРИЛОЖЕНИЕ Г). При выполнении требования В соответствии с рекомендациями /5/ коэффициент максимальной подъемной силы в условиях взлета принимается равным 5) Определяется удельная нагрузка на крыло из условия обеспечения посадочной дистанции. где В соответствии с рекомендациями /5/ коэффициент максимальной подъемной силы в условиях посадки принимаем равным Значение удельной нагрузки на крыло при посадке приводится к взлетному значению следующим образом: где 6) Определяется удельная нагрузка на крыло из условия обеспечения крейсерского полета. Значение коэффициента Освальда может быть определено по статистике: для реактивных транспортных самолетов е
= 0,8. Коэффициент сопротивления при нулевой подъемной силе где Значение удельной нагрузки на крыло, вычисленное по (1.3.9), является оптимальным только для крейсерского режима. Как правило, для реактивных транспортных самолетов оно является «выпадающим», т.е. явно заниженным. В этом случае данное значение удельной нагрузки следует игнорировать. 7) Проводится выбор удельной нагрузки на крыло 8) С учетом выбранной удельной нагрузки на крыло определяется значение тяговооруженности где скоростной напор q
соответствует условиям на уровне моря ( 9) Проводится итоговый выбор тяговооруженности самолета Если итоговое значение тяговооруженности превышает предварительное, рассчитанное в пункте 3, то следует провести повторные вычисления пунктов 4 – 8, в которых содержится При расчете необходимо учесть влияние механизации на значения 10) Определяется относительная масса пустого самолета. Для реактивного транспортного самолета статистическая зависимость для определения относительной массы пустого самолета имеет вид: где 11) Определяется относительная масса топлива, необходимого на полет. Рассмотрим типовой профиль полета магистрального самолета, представленного на Рисунке 1.3.1.
Рисунок 1.3.1 - Типовой профиль полета магистрального самолета Расчет проводим при помощи коэффициентов массы самолета по участкам полета Коэффициент массы на участке запуска двигателей и взлета определяется по статистике: Коэффициент массы на участке набора высота и разгона: Формула (1.3.14) справедлива при разгоне от М=0,1. Если это условие не выполняется, то сначала рассчитывается коэффициент массы для разгона от М=0,1 до требуемого числа М начала разгона, и затем делится на коэффициент массы при разгоне от М=0,1 до числа М конца разгона. Коэффициент массы на крейсерском участке определяется при помощи уравнения Бреге: Аэродинамическое качество на крейсерском участке и режиме ожидания может быть определено следующим образом: Аналогичным образом определяется коэффициент массы на режиме ожидания: где Е
– продолжительность режима ожидания, час; На этапе предпосадочного снижения коэффициент массы определяется по статистике: На участке посадки и руления коэффициент массы определяется также по статистике: Определяем совокупный коэффициент изменения массы самолета: Относительная масса необходимого на полет топлива определяется следующим образом: где 1,06 – коэффициент, учитывающий резервное и невыкачиваемое топливо. Расчет относительной массы топлива по методе Реймера представлен в ПРИЛОЖЕНИИ Д. 12) Определяется взлетная масса самолета в первом приближении. Так как расчет взлетной массы в первом приближении предполагает задание некоторого предполагаемого значения взлетной массы на основе статистического материала, то процесс вычисления имеет итерационный характер. Таким образом, расчет необходимо проводить до тех пор, пока предполагаемое и расчетное значения не станут равными с допускаемой погрешностью в 3-5%. 13) С учетом выбранных по статистике значений относительных параметров На этом заканчивается первая итерация выбора основных параметров самолета. После выбора схемы самолета и определения основных параметров агрегатов производится расчет массы самолета во втором приближении. На основе полученного расчетного значения взлетной массы самолета в первом приближении 1.3.1 Масса крыла
где Для рассматриваемых проектов самолетов эксплуатационная перегрузка равна 1.3.2 Масса оперения
1.3.2.1 Масса горизонтального оперения
где 1.3.2.2 Масса вертикального оперения
где 1.3.3 Масса фюзеляжа
где Для всех рассматриваемых проектов принимаем 1.3.4 Масса шасси
1.3.4.1 Масса основной опоры шасси
где Для рассматриваемых проектов самолетов 1.3.4.2 Масса носовой опоры шасси
где 1.3.5 Масса группы гондол
где Масса группы гондол учитывает массу системы подвода воздуха. 1.3.6 Масса силовой установки
1.3.6.1 Масса установленных двигателей
где 1.3.6.2 Масса системы управления двигателями
где 1.3.6.3 Масса системы запуска двигателей
1.3.6.4 Масса топливной системы
где Объем топливных баков приближенно может быть определен в соответствии с /4/ следующим образом: 1.3.7 Масса оборудования и управления
1.3.7.1 Масса системы управления полетом
где где 1.3.7.2 Масса вспомогательной силовой установки
1.3.7.3 Масса измерительной аппаратуры
где 1.3.7.4 Масса гидравлической системы, электрооборудования и авионики
где где 1.3.7.5 Масса отделки
1.3.7.6 Масса системы кондиционирования и противообледенительной системы
1.3.7.7 Масса погрузочно-разгрузочного оборудования
2 АНАЛИЗ ПРЕДСТАВЛЕННЫХ МЕТОДИК И РЕЗУЛЬТАТОВ ВЫЧИСЛЕНИЙ 2.1 Анализ представленных методик Все представленные методики определения параметров самолетов - методики Егера, Торенбика и Реймера - опираются на определенный объем статистических данных. Методика Егера предполагает выбор на основе статистики таких параметров, как аэродинамическое качество самолета, коэффициент сопротивления при нулевой подъемной силе, коэффициент максимальной подъемной силы и других. Фактические значения для реальных спроектированных самолетов могут значительно отличаться от предполагаемых, что может привести к несоответствию реальных и расчетных характеристик самолета. Подобные проблемы возникают при проектировании в соответствии с методиками Торенбика и Реймера. Кроме того, существуют определенные отличия в самих статистических данных, приведенных в различных источниках. Например, в методике Егера коэффициент максимальной подъемной силы при посадке для эффективной механизации составляет от 2,7 до 2,9, в то время как по рекомендациям Реймера это значение ориентировочно следует брать равным 2,4. В методике Торенбика нет отдельных оговорок по данным величинам, но в /4/ представлен обширный статистический материал с указанием взлетно – посадочных характеристик для различных самолетов. Другой проблемой на первоначальных стадиях проектирования самолета является оценка аэродинамического качества. Ключевым моментом в определении качества является статистическая оценка коэффициента сопротивления при нулевой подъемной силе. В рассматриваемых методах предложены разные подходы. Наиболее простой и, возможно, наименее точный представлен в методике Реймера. Коэффициент сопротивления определяется на основе отношения площади омываемой поверхности самолета к теоретической площади крыла (см. ПРИЛОЖЕНИЕ Е). В методике Егера предложена статистическая формула (1.1.7). В методике Торенбика для оценки коэффициента сопротивления также используются статистические формулы (1.2.19 - 1.2.23). Результаты расчетов коэффициента сопротивления при нулевой подъемной силе представлены в ПРИЛОЖЕНИИ Е. Также в ПРИЛОЖЕНИИ Е представлены результаты расчетов аэродинамического качества самолета на максимальном и крейсерском режиме. На основании расчетов можем сделать вывод, что наиболее точные результаты позволяет получить методика по Торенбику. В данной методике используется статистический метод оценки сопротивления самолета в зависимости от размеров самолета и двигателей. Как мы видим, для типовых схем самолетов, рассматриваемых в данной дипломной работе, он дает приемлемые результаты, но для новых необычных проектов расхождения могут быть велики. В данной дипломной работе расчеты проводились для реальных значений аэродинамического качества, которые представлены в ПРИЛОЖЕНИИ Е. Как было сказано выше, методики по Реймеру и Торенбику были разработаны по аналогии с методикой Егера. В соответствии с методикой Егера предусматривается следующий порядок расчета параметров самолета: первоначально определяется удельная нагрузка на крыло, затем тяговооруженность самолета и в зависимости от массы полезной нагрузки и снаряжения определяются взлетная масса самолета в первом и втором приближениях. Разработанная на основе материалов /4/ методика по Торенбику предполагает следующий порядок действий: определение удельной нагрузки на крыло в зависимости от предполагаемого значения взлетной массы (предварительное значение взлетной массы необходимо для расчета нагрузки на крыло по условию обеспечения взлета самолета). Затем на основе выбранного значения удельной нагрузки на крыло проводится расчет тяговооруженности самолета. Следующий шаг заключается в определении взлетной массы в первом приближении в зависимости от массы полезной нагрузки и снаряжения. Процесс определения взлетной массы самолета и нагрузки на крыло итерационный, и если предполагаемое значение массы и расчетное значительно отличаются, то необходимо сделать перерасчет с новой предполагаемой взлетной массой. После определения основных геометрических параметров самолета проводится расчет массы самолета во втором приближении. Порядок действий в методике по Реймеру соответствует очередности изложения материала в /5/. В первую очередь определяется предварительное значение тяговооруженности при неизвестной нагрузке на крыло, затем на основе полученного значения тяговооруженности вычисляется удельная нагрузка на крыло, которая используется для расчета итогового значения тяговооруженности из условия набора высоты при отказавшем двигателе. На следующем этапе расчетов проводится проверка выполнения требований к величине удельной нагрузки на крыло с новым значением тяговооруженности. После определения основных параметров самолета проводится расчет массы самолета в первом и втором приближениях. 2.2 Анализ полученных результатов 2.2.1 Результаты оценки удельной нагрузки на крыло Реальные значения удельной нагрузки на крыло для рассматриваемых прототипов имеют следующие значения: для Ту-154 В соответствии с методой Егера были получены следующие результаты: для проекта по прототипу Ту-154 Для проекта по прототипу Ту-204 Для проекта по прототипу Ил-96-300 Методика по Торенбику позволяет получить следующие значения удельной нагрузки на крыло: для проекта по прототипу Ту-154 В соответствии с методикой Реймера получаем следующие величины удельной нагрузки на крыло: для проекта по прототипу Ту-154 Мы видим, что методика Реймера дает явно заниженные результаты по всем проектам самолетов. Следует заметить, что во всех случаях критическим условием является обеспечение крейсерского полета. Значения удельной нагрузки, полученные в соответствии с данным условием, являются оптимальными для условий крейсерского режима, на практике же можно пожертвовать минимальным сопротивлением в условиях крейсерского полета с тем, чтобы рациональные характеристики проектируемого самолета. Таким образом, мы можем игнорировать значение удельной нагрузки на крыло по данному условию. В ПРИЛОЖЕНИИ Ж представлены некоторые результаты расчетов, на основании которых можно сделать вывод, какие изменения повлечет за собой выбор более высокой нагрузки на крыло без учета условия обеспечения оптимального крейсерского режима. На основании приведенных в ПРИЛОЖЕНИИ Ж результатов можем сделать вывод, что без учета крейсерского режима методика Реймера позволяет получить вполне приемлемые значения удельной нагрузки на крыло, которые весьма в высокой степени соответствуют реальным значениям. 2.2.2 Результаты определения тяговооруженности самолета Для реальных самолетов значения тяговооруженности составляют следующие значения: для Ту-154 В соответствии с результатами, представленными в ПРИЛОЖЕНИЯХ А, Б, В методика Егера позволяет получить следующие значения тяговооруженности: для проекта по прототипу Ту-154 На основе проведенного анализа можем сделать вывод, что методика Егера позволяет получить приемлемые значения тяговооруженности, хотя и несколько завышенные вследствие нереально высоких статистических коэффициентов максимальной подъемной силы во взлетно – посадочных условиях. Данный пункт методики Егера требует корректировки. Методика Торенбика дает несколько заниженные результаты: для проекта по прототипу Ту-154 В соответствии с методикой Реймера также получаем несколько заниженные значения тяговооруженности: для проекта по прототипу Ту-154 На основе проведенного анализа можем сделать вывод, что наиболее приемлемую и стабильную оценку тяговооруженности дает методика Егера. 2.2.3 Выводы о результатах определения основных параметров проектируемых самолетов Проведенный анализ свидетельствует о том, что методика Торенбика позволяет получить несколько заниженные значения удельной нагрузки на крыло. Относительно методики Реймера подобное утверждение справедливо с оговорками, которые были указаны выше. С учетом того, что значения тяговооруженности для данных методик также получаются низкими, можно сделать вывод, что рассматриваемые подходы дают заниженную оценку основных параметров самолета. Данные факты крайне нежелательны на этапе первоначального проектирования, особенно с учетом той закономерности, что в процессе доводок масса самолета, как правило, увеличивается. Таким образом, выбранные двигатели могут оказаться недостаточными для выполнения всех установленных ТТТ к проекту самолета. С одной стороны, низкие значения тяговооруженности ведут к снижению массы силовой установки, но, с другой стороны, высокая тяговооруженность обеспечивает возможность уменьшения режима работы двигателей после взлета, что снижает шум в районе аэропорта. Кроме того, высокая тяговооруженность позволяет получить более быстрый набор высоты и меньшие потери в расходе топлива на этом режиме, а также возможность полета на больших высотах. Низкая удельная нагрузка на крыло ведет к увеличению размеров и массы самолета, но в результате увеличения нагрузки на крыло ухудшаются взлетно-посадочные характеристики проекта. Для габаритных дальнемагистральных самолетов типа Ил-96-300 увеличение удельной нагрузки на крыло является необходимостью с целью преодоления закона «квадрата и куба», так как, при сохранении уровня напряжений в конструкции и при неизменной нагрузке на крыло масса конструкции крыла увеличивалась бы пропорционально кубу коэффициента увеличения геометрических размеров крыла. Уменьшение массы крыла в данном случае возможно через увеличение удельной нагрузки на крыло. На основании проведенного анализа делаем вывод, что наиболее оптимальной методикой для оценки основных параметров самолета является методика Егера, которая позволяет получить приемлемые результаты и в должной степени учесть особенности проектируемых самолетов. Для данной методики следует отметить необходимость корректировки статистических значений коэффициентов максимальной подъемной силы во взлетно – посадочных условиях. 2.2.4 Определение взлетной массы в первом приближении Результаты расчетов взлетной массы первого приближения представлены в ПРИЛОЖЕНИЯХ А, Б, В. Для первоначальной оценки взлетной массы самолета в соответствии с методикой Егера необходимо определение относительных масс конструкции самолета, силовой установки, оборудования и топливной системы. Для нахождения данных величин используется статистика, представленная в /1/, или статистические формулы (1.1.16 – 1.1.19). Исходя из опыта выполнения курсовых работ, а также данной дипломной работы, можно сделать вывод, что для некоторых типов самолетов, в частности для тяжелых дальнемагистаральных, данные формулы не способны дать верный результат. Например, относительная масса топливной системы для проекта по прототипу Ил-96-300 при расчете по формуле 1.1.19 составляет 0,58, из чего следует вывод, что существование самолета с заданными параметрами невозможно. Также ошибочные результаты дает формула для определения относительной массы оборудования (см. ПРИЛОЖЕНИЕ Б, Таблица Б.5). Таким образом, данные статистические формулы требуют уточнения и корректировки. В соответствии с методикой Егера взлетная масса проекта по прототипу Ту-154 составляет 82500 кг, проекта по прототипу Ту-204 – 96732,2 кг, проекта по прототипу Ил-96-300 – 201639,4 кг. Результаты расчетов имеют правдоподобные значения, но взлетная масса проекта по прототипу Ту-204 несколько превышает значение взлетной массы реального Ту-204 (94000 кг). Данное завышение явилось следствием завышенной статистической оценки относительной массы конструкции, которая в соответствии с рассматриваемой методикой превышает 30%. Для проекта по прототипу Ил-96-300 первоначально установленные двигатели ПС-90А не достаточны для удовлетворения требований к проекту. Данный факт явился следствием завышенной оценки тяговооруженности, о которой упоминалось выше. Для проекта по прототипу Ил-96-300 предусматривается установка двигателей Роллс – Ройс RB211-22, у которых взлетная тяга равна 19050 даН, а удельный расход топлива на крейсерском режиме равен Характеристики рассматриваемых в данной дипломной работе двигателей представлены в ПРИЛОЖЕНИИ К. В методике Торенбика для определения взлетной массы в первом приближении также используется статистика: массу несъемного оборудования для всех транспортных самолетов принимают равной 500 кг, а масса пустого самолета определяется размерами фюзеляжа по статистической зависимости, представленной в /4/. Расчет относительной массы топлива ведется в соответствии с уравнением Бреге. По данной методике были получены следующие величины взлетной массы: для проекта по прототипу Ту-154 взлетная масса равна 74921,8 кг, для проекта по прототипу Ту-204 – 75659,6 кг, для проекта по прототипу Ил-96-300 – 195190,7 кг. Мы видим, что расчетные значения взлетной массы несколько меньше реальных, что можно объяснить заниженной оценкой относительной массы топлива, которая имеет место в данной методике. В соответствии с методикой Реймера взлетная масса в первом приближении для проекта по прототипу Ту-154 составляет 81031,8 кг, для проекта по прототипу Ту-204 – 77526,5 кг, для проекта по прототипу Ил-96-300 – 225279,3 кг. В соответствии с рассматриваемой методикой для определения взлетной массы самолета необходима оценка относительной массы топлива на основе коэффициентов массы самолета на различных этапах полета, а также оценка относительной массы пустого снаряженного самолета по статистической формуле (1.3.14). Метод оценки массы топлива с помощью коэффициентов массы дает весьма реалистичные результаты и позволяет учесть специфичные требования к профилю полета и продолжительности режима ожидания, кроме того, он очень прост и удобен в применении. Статистическая формула для оценки относительной массы пустого самолета дает завышенные результаты для тяжелых дальнемагистральных самолетов, что ведет к большому расхождению между значениями взлетных масс в первом и втором приближениях. Например, для проекта по прототипу Ил-96-300 относительная масса пустого снаряженного самолета в первом приближении составляет 0,4917, а при расчете во втором приближении эта величина получается равной 0,4713. В результате завышения относительной массы пустого самолета величина взлетной массы проекта по прототипу Ил-96-300 превышает реальную взлетную массу самолета Ил-96-300. Таким образом, данная формула требует уточнения и корректировки. На основе проведенного анализа делаем вывод, что наиболее приемлемым подходом для определения взлетной массы самолета в первом приближении является методика Реймера, так как она позволяет получить приемлемые результаты и наиболее проста. Недостатком является оценка относительной массы пустого самолета, которая определяется статистической зависимостью. Вполне очевидно, что на основе обработки статистических данных невозможно разработать уравнение, позволяющее получить точные значения для всех реактивных магистральных самолетов, так как даже в рамках данной дипломной работы видно, что диапазон таких самолетов огромен. 2.2.5 Определение взлетной массы во втором приближении Расчет взлетной массы во втором приближении ведется на основе значения взлетной массы в первом приближении. В соответствии с методикой Егера вычисляются относительные массы основных агрегатов и отдельных групп оборудования по статистическим зависимостям. Основным недостатком данной методики является определение относительной массы оборудования и силовой установки для всей группы в целом, а затем разделение по составляющим, которое, по большому счету, не имеет смысла. Данный подход ведет к тому, что ошибки в статистическом определении массы оборудования в первом приближении переходят в расчет во втором приближении. Расчет взлетной массы во втором приближении в соответствии с рассматриваемой методикой дает следующие результаты: для проекта по прототипу Ту-154 взлетная масса равна 84235,6 кг, для проекта по прототипу Ту-204 – 92467,25 кг, для проекта по прототипу Ил-96-300 – 218755,9 кг. Итоговые весовые сводки представлены в ПРИЛОЖЕНИЯХ А, Б, В. Определение взлетной массы во втором приближении в соответствии с методикой Торенбика проводится в виде расчета абсолютных масс основных агрегатов самолета, за исключением крыла, масса которого вычисляется в относительной форме, и составляющих элементов групп самолета. В ходе проведения расчетов были обнаружены некоторые неточности и ошибки в статистических формулах, которые обсуждались в разделе 1.2. В ПРИЛОЖЕНИИ И представлены некоторые результаты расчетов по формулам, представленным в /4/, и по их видоизмененной форме. В соответствии с рассматриваемой методикой были получены следующие результаты: взлетная масса во втором приближении для проекта по прототипу Ту-154 составляет 78990,9 кг, для проекта по прототипу Ту-204 – 78929,7 кг, для проекта по прототипу Ил-96-300 – 203752,9 кг. Невысокие значения взлетных масс для проектов по прототипам Ту-154 и Ту-204 объясняются вышеуказанной заниженной оценкой массы топлива. В соответствии с методикой Реймера определение взлетной массы во втором приближении основано на вычислении абсолютных масс основных агрегатов самолета и составляющих элементов силовой установки и оборудования. Отличительной особенностью данной методики является подробное разделение на компоненты отдельных групп весовой сводки самолета, а также вполне обоснованная независимость некоторых элементов группы оборудования от взлетной массы. Например, масса электрооборудования определяется его мощностью и длиной электропроводки (расстояние от генераторов до кабины экипажа), а масса гидравлической системы зависит от размеров самолета и количества функций, выполняемых органами управления. Таким образом, в соответствии с данной методикой возможна более объективная оценка массы оборудования и силовой установки с учетом современных тенденций миниатюризации технических приборов. Методика по Реймеру позволяет получить следующие значения взлетной массы во втором приближении: для проекта по прототипу Ту-154 взлетная масса равна 79838,2 кг, для проекта по прототипу Ту-204 – 73315,9 кг, для проекта по прототипу Ил-96-300 – 214815,97 кг. Расчетные значения взлетных масс для проектов по прототипам Ту-154 и Ту-204 значительно ниже реальных. Низкие значения взлетных масс в комбинации с заниженной оценкой тяговооруженности, о которой упоминалось выше, ведет к тому, что тяга первоначально установленных двигателей в большой степени избыточна для рассматриваемых проектов, и существует возможность поставить менее мощный двигатель. Данная ситуация опасна в том плане, что если дальнейшие детальные расчеты покажут, что взлетная масса должна быть увеличена, то это может привести к необходимости перерасчета всех параметров самолета с самого начала, так как резервы по тяге могут оказаться недостаточными. Анализ весовых сводок позволяет сделать следующие выводы: методика Реймера позволяет получить для всех проектов весьма точные результаты по массе конструкции и силовой установки; масса оборудования в среднем в два раза меньше, чем по оценкам методик Егера и Торенбика. Результаты расчетов основных параметров проектируемых самолетов и их взлетной массы представлены в виде диаграмм и входят в состав графической документации к данному дипломному проекту. Анализ трех рассмотренных методик, а также результатов расчетов основных параметров и взлетной массы самолетов проводился с целью разработки новой методики, которая, по возможности, исключала бы все недостатки вышеприведенных подходов. Данная методика разрабатывается в разделе 3. 3 РАЗРАБОТКА УТОЧНЕННОЙ МЕТОДИКИ РАСЧЕТА ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ САМОЛЕТА В процессе анализа были сделаны следующие выводы: оптимальной методикой для оценки основных параметров самолета является методика Егера, расчет взлетной массы в первом и втором приближениях имеет смысл проводить по методике Реймера. Таким образом, с учетом результатов, полученных по методикам Егера и Реймера, новая метода позволит получить более точные значения основных технических параметров самолета: удельной нагрузки на крыло и тяговооруженности, а также вычислить взлетную массу проектируемых самолетов наиболее объективным способом. Результаты расчетов представлены в ПРИЛОЖЕНИИ Л. Предлагаемая методика предусматривает следующий порядок выбора основных параметров самолета: 3.1 Выбор удельной нагрузки на крыло и типа механизации крыла Величина удельной нагрузки на крыло выбирается с учетом ее влияния на основные качества самолета и должна удовлетворять следующим условиям: 1) Обеспечение заданной скорости захода на посадку /1/: где Для слабой механизации 2) Обеспечение крейсерского полета /1/: где где Коэффициент сопротивления при нулевой подъемной силе Относительная масса топлива где где параметр где К
= 1,02 для трапециевидных крыльев с За расчетное значение удельной нагрузки на крыло принимается наименьшее из значений: Вычисленную удельную нагрузку на крыло следует сравнить со статистическими данными для аналогичных самолетов. В случае больших расхождений необходимо пересмотреть ТТТ. 3.2 Определение потребной тяговооруженности самолета Для реактивных магистральных самолетов следует рассмотреть следующие условия выбора потребной тяговооруженности: 1) условие набора высоты при одном отказавшем двигателе /1/: где На расчетном этапе полета (механизация крыла отклонена во взлетное положение, шасси убрано) градиент набора Таблица 3.2.1 - Значения градиента набора высоты на расчетном этапе полета
2 0,024 3 0,027 4 0,030 2) условие обеспечения горизонтального полета /1/: При полете на высоте где 3) условие обеспечения полета на потолке /1/: где коэффициент 4) условие обеспечения заданной длины разбега самолета при взлете где можно принимать: 1,3...1,5 – при средней механизации крыла; За расчетную величину тяговооруженности самолета принимают наибольшее значение из вычисленных по вышеприведенным формулам. Вычисленную тяговооруженность следует сравнить со статистическими данными для аналогичных самолетов. В случае больших расхождений необходимо пересмотреть ТТТ. 3.3 Определение взлетной массы самолета в первом приближении Определяются абсолютные массы полезной нагрузки и экипажа и относительные массы пустого самолета и топлива. Из уравнения существования вычисляется взлетная масса в первом приближении. Так как относительная масса пустого самолета зависит от взлетной массы, то процесс вычисления взлетной массы итерационный. Таким образом, необходимо на основе статистического материала выбрать предварительное значение взлетной массы проектируемого самолета. Если вычисленная взлетная масса отличается от предварительной не более чем на 3 – 5%, то полученную расчетную величину можно принять за окончательное значение взлетной массы первого приближения. В противном случае необходимо провести повторный расчет при новом значении предполагаемой взлетной массы. 3.3.1 Определение массы полезной нагрузки Приближенно масса полезной (коммерческой) нагрузки может быть определена по следующей формуле /2/: где 1,3 – коэффициент, учитывающий массу дополнительного платного груза и почты. Масса экипажа где 3.3.2 Определение относительной массы пустого самолета Для реактивного транспортного самолета статистическая зависимость для определения относительной массы пустого самолета имеет вид /5/: где 3.3.3 Определение относительной массы топлива Необходимое на полет количество топлива зависит от профиля полета, аэродинамических характеристик самолета и удельного расхода топлива двигателем. В первом приближении можно принять, что масса топлива пропорциональна массе самолета, тогда относительная масса топлива практически не зависит от массы самолета. Относительная масса топлива может быть определена на основе заданного профиля полета, а также статистических оценок аэродинамических характеристик и удельного расхода топлива. Таким образом, для определения относительной массы топлива необходимо задать профиль полета. Например, типовой профиль полета для магистрального самолета представлен на Рисунке 3.3.1.
Рисунок 3.3.1 - Типовой профиль полета магистрального самолета Профиль полета необходимо разделить на характерные этапы. Для данного профиля имеет смысл следующее деление: (0-1) запуск двигателей и взлет, (1-2) набор высоты, (2-3) крейсерский полет, (3-4) режим ожидания, (4-5) снижение перед посадкой, (5-6) посадка и руление. Расчет проводим при помощи коэффициентов массы самолета по участкам полета Коэффициент массы на участке запуска двигателей и взлета определяется по статистике /5/: Коэффициент массы на участке набора высота и разгона /5/: Формула (3.3.5) справедлива при разгоне от М =0,1. Если это условие не выполняется, то сначала рассчитывается коэффициент массы для разгона от М=0,1 до требуемого числа М начала разгона, и затем делится на коэффициент массы при разгоне от М =0,1 до числа М конца разгона. Например, коэффициент массы при разгоне от М =0,1 до М =0,8 равен 0,9805, тогда как при ускорении от М =0,1 до М =2,0 коэффициент массы составляет 0,937. При разгоне от М =0,8 до М =2,0 коэффициент массы будет равен (0,937/0,9805) или 0,956. Коэффициент массы на крейсерском участке определяется при помощи уравнения Бреге /5/: Аналогичным образом определяется коэффициент массы на режиме ожидания /5/: где Е
– продолжительность режима ожидания, час; На этапе предпосадочного снижения коэффициент массы определяется по статистике /5/: На участке посадки и руления коэффициент массы определяется также по статистике /5/: Определяем общий коэффициент изменения массы самолета: Относительная масса необходимого на полет топлива определяется следующим образом /5/: где 1,06 – коэффициент, учитывающий резервное и невыкачиваемое топливо. 3.3.4 Определение взлетной массы самолета в первом приближении /5/ Так как определение взлетной массы в первом приближении предполагает задание некоторого предполагаемого значения взлетной массы, которое выбирается на основе статистического материала, то расчет необходимо проводить до тех пор, пока предполагаемое и расчетное значения не станут равными с допускаемой погрешностью в 3-5%. 3.4 Определение основных абсолютных размеров самолета На основе статистических данных выбираются относительные параметры самолета Зная выбранные величины площадь крыла: где взлетная тяга двигателей: где размах крыла: площади оперения: плечи оперения: хорды для крыла и оперения определяются по следующим зависимостям: 3.5 Весовой расчет самолета При выполнении весового расчета самолета определяются абсолютные значения масс основных агрегатов, составляющих элементов группы силовой установки и оборудования, уточняется состав и масса целевой и служебной нагрузки. В результате расчета происходит дальнейшее уточнение взлетной массы самолета. Весовая сводка самолета, которая составляется по результатам весового расчета, определяет взлетную массу самолета второго приближения. Все формулы для оценки абсолютных масс частей самолета заимствованы из источника /5/. Вследствие перевода единиц измерения США в метрическую систему измерения коэффициенты в формулах изменены. 3.5.1 Масса крыла
где 3.5.2 Масса оперения
3.5.2.1 Масса горизонтального оперения
где 3.5.2.2 Масса вертикального оперения
где 3.5.3 Масса фюзеляжа
| |||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||