Проектирование административного самолета с разработкой конструкции крыла

Относительное значение

1

Масса конструкции планера

Крыло

Фюзеляж

Оперение

Шасси

Окраска

3764

1217

1760

314

446

27

0,278

2

Масса топливной системы

4870

0,36

3

Масса коммерческой нагрузки

1492

0,11

4

Масса служебной нагрузки

429

0,033

5

Масса силовой установки

1948

0,144

6

Масса оборудования

1352

0,1

7

Взлетная масса

13528

1

8

Масса пустого самолета

6718

0,49

2.9 Расчет центровок самолета

Центровка - это положение центра тяжести самолета относительно средней аэродинамической хорды, выраженное в процентах от ее длины.

Положение центра масс летательного аппарата обычно определяется методом двойного взвешивания. При каждом взвешивании замеряют показания передних и задних весов. Зная расстояние между весами и показания передних и задних весов в обоих случаях, по правилам механики определяют для каждого из положений самолета величину равнодействующих сил и линии их действия, пересечение которых определяет положение центра тяжести.

В процессе полета по мере выработки топлива, положение центра тяжести может меняться, что нежелательно с точки зрения балансировки самолета. Поэтому необходимо стремиться разместить грузы таким образом, чтобы изменение их веса лежало в допустимых пределах.

Допустимый диапазон разбега центровок ограничивается предельными передним и задним положением центра масс самолета, зависит от его схемы, формы крыла в плане и расположения горизонтального оперения. Для проектируемого административного самолета принимается по рекомендации (Концептуальное проектирование самолета: учеб. пособие / В.А. Комаров [и др.] / Самара: Самар. гос. аэрокосм. ун-т, 2007, - 92 с.) предельно допустимые значения центровок прототипа самолета Hawker Siddeley HS-125: , При расчете центровок разрабатывается центровочный чертеж с боковой проекцией самолета в системе координат XY. Принимаем ось Х, совпадающей с осью земли при стоянке, и ось Y - с касательной к носку фюзеляжа. Массу самолета разбиваем на точки, расположение которых совпадает с центром масс каждого груза. Центр масс шасси показывается в убранном и выпущенном положениях. За точки масс с переменным весом принимается: экипаж, пассажиры в салоне, топливо. При расчете положение центра масс агрегатов принимается следующим образом:

центр тяжести крыла на 40% bА; центр тяжести оперения на 47% bА г.о.;

центр тяжести фюзеляжа на 60% его длины (при стреловидном крыле);

центр масс оборудования и управления в центре масс фюзеляжа;

центр масс топлива и топливной системы в центре масс площади

топливных баков крыла на плановой проекции самолета.

Таблица 5 - Центровочная ведомость.

№	Название точки	mi, кг	Xi, м	miXi	Yi, м	miYi
1	Фюзеляж	1760	11,400	20064	1,966	3460,16
2	Крыло	1217	10,317	12555,8	1,186	1443,36
3	Оперение	314	18,095	5681,8	3,617	1135,74
4	Основное шасси выпущено	297	10,504	3119,7	1	297
5	Основное шасси убрано	297	11,083	3291,7	1,188	352,84
6	Переднее шасси выпущено	149	3,994	595,11	0,402	59,9
7	Переднее шасси убрано	149	4,881	727,3	1,188	177,01
8	Силовая установка	1948	13,567	26428,5	2,231	4345,99
9	Оборудование и управление	1352	11,400	15412,8	1,966	2658,03
10	Служебная нагрузка	429	3,360	1441,44	1,966	843,41
11	Топливо	4870	10,738	52294,06	1,26	6136,2
12	Коммерческая нагрузка (вес пассажиров)	1180	8,948	10558,6	1,767	2085,06
13	Коммерческая нагрузка (вес багажа)	312	13,220	4124,6	1,4	436,8

Для расчета координат центра тяжести самолета и центровок используются формулы 50, 51:

Где ba=2,552 м - длина средней аэродинамической хорды;

Хa=9,269 м - расстояние от носа фюзеляжа до носка средней аэродинамической хорды.

Значение центровки и координаты центра тяжести определяются для следующих расчетных случаев загрузки летательного аппарата:

Масса взлётная, номинальная (целевая нагрузка 100%), шасси выпущено, шасси убрано.

Масса взлётная (целевая нагрузка 25% - 3 пассажира с багажом в заднем отсеке весом 20 кг на каждого), шасси выпущено, шасси убрано.

Масса взлётная (целевая нагрузка 50% - 6 пассажиров с багажом в заднем отсеке весом 20 кг на каждого), шасси выпущено, шасси убрано.

Масса посадочная (целевая нагрузка 100%), топливо на борту превышает навигационный запас на 10%, шасси выпущено, шасси убрано.

Масса посадочная (целевая нагрузка 75% - 9 пассажиров с багажом в заднем отсеке весом 20 кг на каждого), топливо на борту превышает навигационный запас на 10%, шасси выпущено, шасси убрано.

Масса посадочная (целевая нагрузка 25% - 3 пассажира с багажом в заднем отсеке весом 20 кг на каждого), топливо на борту превышает навигационный запас на 10%, шасси выпущено, шасси убрано.

Самолет пустой, на земле.

Масса самолета взлетная, максимально допустимая, целевая нагрузка отсутствует, шасси выпущено, шасси убрано.

Полученные результаты расчета центровок сводятся в Таблицу 6.

Таблица 6 - Расчет центровки для разных случаев загрузки самолета.

Расчётная загрузка самолёта
	Взлетная масса	Посадочная масса
	ШВ	ШУ	ШВ	ШУ
Целевая нагрузка 100%	0,244	0,26	0,252	0,26
Целевая нагрузкой 75%	0,271	0,28	0,26	0,275
Целевая нагрузка 50%	0,292	0,3	0,29	0,34
Целевая нагрузка 25%	0,318	0,321	0,271	0,28
Перегонный вариант	0,235	0,25	0,2	0,211
Самолет пустой	0,18	-	-	-

Таким образом, из результата расчета можно сделать вывод, что диапазон разбега центровок составляет 14,1% длины средней аэродинамической хорды, так как предельно-передняя центровка равна , предельно-задняя .

2.10 Разработка конструкции агрегата

В качестве объекта конструирования была выбрана консоль крыла самолета. Основные исходные данные характеристик крыла, определенные на этапе проектирования самолета, занесены в Таблицу 7.

Таблица 7 - Геометрические характеристики крыла и взлетный вес самолета.

Характеристика	Значение
Размах , []	18,82
Площадь , []	46,6
Сужение	3,2
Относительная толщина крыла у корня , %	18
Относительная толщина крыла на конце крыла , %	12
Угол стреловидности , []	18
Взлетный вес , [кг]	13528

2.10.1 Выбор профиля

Выбирается из атласа профилей симметричный профиль Як-55 с относительной толщиной на участке оперения c=0,15, в корневой части с=0,18, в концевой с=0,12 из соображений простоты расчетов, так как расположение центра давления у данного вида профиля постоянно при любых углах атаки.

Геометрические характеристики профиля Як-55 представлены на Рисунке 6.

Рисунок 6. Геометрические характеристики профиля Як-55.



2.10.2 Расчет аэродинамических нагрузок

Эксплуатационная перегрузка принимается исходя из значения взлетной массы самолета:

Разрушающая и эксплуатационная нагрузка согласно по формулам 52-53:

Относительная циркуляция задает характер распределения воздушной нагрузки по размаху крыла. Ее величина зависит от скорости полета летательного аппарата, формы крыла в плане и его геометрических параметров: сужения з=3,2 и удлинения л=7,6 (Таблица 8).

Таблица 8 - Относительная циркуляция.

Zотн	0	0,1	0,2	0,3	0,4	0,5	0,6	0,7	0,8	0,9	0,95	1
	1,372	1,348	1,2816	1,2208	1,1501	1,0565	0,954	0,853	0,736	0,58	0,45	0

Аэродинамическая нагрузка, распределенная по сечениям, определяется по формулам 54-55 для крыла со стреловидностью 18_ по четверти хорд в пределах :

Половина размаха крыла разбивается на 12 сечений, и затем строятся эпюры распределенной воздушной нагрузки. Используя метод трапеций, интегрируются найденные значения qаэр для нахождения перерезывающей силы (формула 56). Аналогично определяется изгибающий момент по размаху крыла (формула 11).

Все вычисления, связанные с определением нагрузок на крыло, для наглядного представления и рационального метода расчета сводятся в таблицу программы MS Excel.

Таблица 9 - Определение аэродинамических нагрузок

z отн	Гпл	z	Г ч	Qаэр	Qаэр	Mаэр
0	1,372	0	1,409044	4785,658	-34322,06	140419,2
0,1	1,348	0,941	1,393339	4732,318	-29843,85	110229,1
0,2	1,2816	1,882	1,330739	4519,705	-25490,77	84194,2
0,3	1,2208	2,823	1,274333	4328,128	-21327,87	62166,03
0,4	1,1501	3,764	1,206978	4099,363	-17362,73	43962,1
0,5	1,0565	4,705	1,114295	3784,577	-13653,34	29369,04
0,6	0,954	5,646	1,011769	3436,358	-10255,89	18119,75
0,7	0,853	6,587	0,910902	3093,774	-7183,46	9914,539
0,8	0,736	7,528	0,792338	2691,088	-4461,683	4435,499
0,9	0,58	8,469	0,630641	2141,901	-2187,761	1306,936
0,95	0,45	8,9395	0,492281	1671,975	-393,3322	92,5314
1	0	9,41	0	0	0	0

Эпюры от аэродинамических нагрузок представлены в Приложении А.

2.10.3 Расчет массовых и инерционных сил

На крыло также действуют массовые силы от веса конструкции агрегата, шасси и топливных баков, приложенные по сечениям вдоль размаха крыла. Величина погонной силы от массы самого крыла принимается пропорционально аэродинамической нагрузке и рассчитываем ее по формуле:

Где Gкр - вес крыла; G - взлетная масса самолета;

qаэр - погонная аэродинамическая нагрузка.

Далее вычисляется перерезывающая сила Qкр. и изгибающий момент Mкр от веса крыла. Результат расчетов представлен в Таблице 10.

Таблица 10 - Распределение массовых сил по размаху крыла.

z отн	qкр	Qкр	Мкр
0	413,2908	3090,13	-12680,51
0,1	413,6963	2701,033	-9955,768
0,2	408,019	2314,416	-7595,999
0,3	395,6845	1936,273	-5596,05
0,4	375,9493	1573,22	-3944,834
0,5	348,7796	1232,235	-2624,868
0,6	315,4595	919,7101	-1612,378
0,7	281,4297	638,8737	-879,0641
0,8	238,0731	394,4477	-392,8864
0,9	188,0929	193,9366	-116,0516
0,95	149,3997	35,14628	-8,268163
1	0	0	0



Затем строятся эпюры распределенной нагрузки, перерезывающей силы и изгибающего момента от массовых сил конструкции крыла (Приложение А).

По формуле 59 находится распределённая весовая нагрузка от веса баков с топливом. Расчет значений величины данной нагрузки представлен в Таблице 1. аэродинамический сечение крыло лонжерон

где г - удельный вес топлива;

B - расстояние между лонжеронами;

b - хорда крыла; - относительная толщина профиля;

- эксплуатационная перегрузка;

- коэффициент безопасности.

Таблице 11 - Весовая нагрузка от топливных баков

z	0	0,1	0,2	0,3	0,4	0,5	0,6
q топл.	0	0	3608	2955	2374	1870	1439

Так как относительная толщина профиля по размаху крыла непостоянна, находим согласно формуле 14 ее относительные значения в 12 сечениях агрегата. Результаты расчета вносим в Таблицу 12.

Таблица 12 - Относительная толщина профиля

С?	0,18	0,174	0,168	0,162	0,156	0,15	0,144	0,138	0,132	0,126	0,123	0,12
z?	0	0,1	0,2	0,3	0,4	0,5	0,6	0,7	0,8	0,9	0,95	1

Согласно ГОСТ 10227-86 плотность авиационного керосина марки ТС-1 составляет 780 кг/м3. Для упрощения расчетов представляем форму баков в виде усеченных пирамид (Рисунок 9).

Рисунок 7 - Эскиз баков с топливом

Эпюры напряжений от погонной силы тяжести топлива, перерезывающей силы и изгибающего момента от веса топливных баков представлены в Приложении А.

По формуле 61 вычисляются эпюры (Приложение А) от действия сосредоточенной силы - веса шасси в консоли крыла. Принимается направление действия данной силы параллельно аэродинамической.

(кг)

Изгибающий момент от действия сосредоточенной силы определяется по формуле:

(кг•м)



Результат сложения значений изгибающих моментов от всех сил по сечениям крыла и перерывающих сил представлен в графическом виде в Приложении А и в Таблице 13.

Таблица 13 - Значение суммарного изгибающего момента и перерезывающих сил

Z (м)	0	0,941	1,882	2,823	3,764	4,705	5,646	6,587	7,528
Q (кг•м)	-21377	-17301	-14049	-13348	-12247	-10868	-9333	-6537	-4060
M (кг•м)	85646	67107	52690	41253	33734	25262	16490	9023	4036
Z (м)	8,469	8,939	9,41	-	-	-	-	-	-
Q (кг•м)	-1991	-358	0	-	-	-	-	-	-
M (кг•м)	1189	84	0	-	-	-	-	-	-

2.10.4 Определение крутящих моментов по сечениям крыла

Для того чтобы найти значения крутящих моментов в каждом из двенадцати сечений крыла, необходимо отметить на чертеже крыла в плане положение линий центров давления и тяжести. Координата центра давления симметричного профиля Як-55 принимается на расстоянии одной четвертой части размера хорды аналогично расположению фокуса. Так как выбранный профиль является симметричным, то принимается условие, что центр давления при любых углах атаки не изменяет своего положения.

Рисунок 8 - Определение точек приложения воздушных и массовых сил.



Далее определяется по чертежу расстояние от оси корневого носка до точки приложения воздушной и массовой силы (Рисунок 9) по каждому сечению крыла.

Значения и рассчитываются по формулам 63, 64. Результат расчетов заносится в Таблицу 14.

Таблица 14 - Значение крутящего момента по размаху крыла от воздушной нагрузки.

z отн	0	0,1	0,2	0,3	0,4	0,5	0,6	0,7	0,8	0,9	0,95	1
ДМаэр	4232	5446	6482	7383	8042	8405	8541	8397	7711	7919	1514	0
УМаэр	74071	69840	64394	57912	50529	42487	34082	25540	17144	9433	1514	0

Эпюра крутящего момента от воздействия аэродинамических сил представлена в Приложении А.

Крутящий момент от массовых сил конструкции агрегата самолета, которые действуют по линии центров тяжести крыла, находится по формуле 65.

где - расчетная сосредоточенная сила от веса части крыла между двумя соседними сечениями;

- плечо от точки приложения силы до оси

Таким же образом определяются значения крутящего момента от массы топливных баков.

Используя формулу 66, вычисляются значения крутящего момента от сосредоточенных сил - массы шасси.

Суммарный крутящий момент от всех сил, действующих на крыло, рассчитывается по формуле 67. Суммарную эпюра представлена в Приложении А. Значения всех крутящих моментов занесены в таблицу 6.

Таблица 15 - Значения крутящих моментов

Zотн
0	-74071	8342	0	2704	-61741
0,1	-69840	7622	0	1437	-59495
0,2	-64394	6828	23258	0	-33023
0,3	-57912	6001	16437	0	-34190
0,4	-50529	5106	10146	0	-33993
0,5	-42487	4188	4655	0	-32360
0,6	-34082	3274	0	0	-29523
0,7	-25540	2381	0	0	-21875
0,8	-17144	1542	0	0	-14317
0,9	-9433	782	0	0	-7366
0,95	-1514	144	0	0	-1370
1	0	0	0	0	0

2.10.5 Определение расчетных значений и для заданного сечения крыла

Приближенное положение центра жесткости (Рисунок 17) в расчетном сечении крыла определяется исходя из высоты каждого лонжерона и расстояния от выбранного полюса А до стенки лонжерона (формула 68).



где - высота i-го лонжерона;

- расстояние от выбранного полюса А до стенки i-го лонжерона;

m - количество лонжеронов.

Рисунок 9 - Расположение центра жесткости крыла в расчетном сечении.

После нахождения положения центра жесткости находится по формуле 69 момент, проходящий через данную координату и действующий относительно оси размаха крыла:

Где - суммарная перерезывающая сила в расчетном сечении.

- суммарный крутящий момент.



кг•м

Так как спроектированное крыло стреловидной формы, то необходимо сделать поправку на угол ч=18° по формулам 70, 71.

кг•м

кг•м

2.10.6 Определение элементов конструктивно-силовой схемы

Консоль крыла состоит из хвостовой, носовой, кессонной части, носка и законцовки.

Кессон включает в себя продольный силовой набор: передний и задний лонжерон, стрингеры; поперечный набор, представляющий собой нервюры; кронштейны для навески механизации и элеронов, панели обшивки.

Лонжероны сборные, имеют стенку, верхний и нижний пояса Т-образного профиля. Материал для получения заготовки стенки - Д16. Пояса лонжеронов изготавливаются из прессованных алюминиевых профилей.

Силовые нервюры составные без отверстий облегчения, устанавливаются в местах крепления элерона, закрылка и стыка консоли стреловидного крыла с центропланом для передачи крутящего момента на обшивку. Типовые нервюры, выполненные с отбортованными отверстиями, расположены в зоне свободной от топливных баков. В стенках лонжеронов предусмотрены отверстия с отбортовкой переменного по длине детали диаметра, благодаря которым снижается вес конструкции и улучшаются условия проведения клепально-сборочных работ.

Стрингеры уголкового сечения располагаются в местах вырезов нервюр по внутреннему контуру кессона под верхней и нижней панелью между поясами лонжеронов. Выполняются данные силовые элементы из уголковых равнополочных дюралевых профилей.

Хвостовая часть состоит из диафрагм, хвостовых нервюр, зашивки и панели обшивки.

Носок, законцовка и хвостовая панель обшивки крыла изготавливаются из полимерно-композиционных материалов.

2.10.7 Определение нормальных усилий, действующих на панели крыла

Для последующих расчетов принимается положительно направление действия сил и в расчетном сечении. Пояса лонжеронов и стрингеры с присоединенной обшивкой воспринимают . Усилия, нагружающие панели, вычисляются по формулам 72, 73.

,

где - площадь поперечного сечения крыла, ограниченная крайними лонжеронами;

- расстояние между крайними лонжеронами (Рисунок 16).

м

кг



Рисунок 10 - Размеры расчетного сечения крыла

Используя статистические коэффициенты , , для крыла кессонного типа, по формулам 74-76 определяются нормальные усилия, воспринимаемые полками лонжеронов, стрингерами и обшивкой:

кг

кг

кг

2.10.8 Определение толщины обшивки

Толщина обшивки для растянутой зоны рассчитывается по формуле 30 согласно четвертой теории прочности:

где - напряжение предела прочности материала обшивки Д16; - коэффициент, определяемый по типу конструктивно-силовой схемы крыла.



Полученное значение толщины обшивки не удовлетворяет эмпирически требованию технологичности сборки агрегата. Для увеличения жесткости формы панели на подготовительном и последующих операциях сборочных работ принимаем предварительно толщину обшивки нижней панели крыла раст=0,0015 м из сортамента алюминиевых листов по ГОСТ 21631-76. В сжатой зоне крыла следует увеличить толщину верхней панели на 30% м.

Таким образом, принимаем большее значение приведенной толщины обшивки из двух найденных. Оно равняется 2,5 мм согласно сортаменту листов из алюминиевых сплавов (ГОСТ 21631-76).

2.10.9 Определение шага стрингеров и нервюр

Для подкрепления обшивки крыла принятой лонжеронной схемы применяются стрингеры, шаг которых выбирается таким образом, чтобы избежать недопустимой волнистости поверхности агрегата, создающего подъемную силу.

Наибольшее значение прогиба (формула 78) достигается в центре рассматриваемой пластины, условно ограниченной размерами шага нервюр и стрингеров.

где - удельная нагрузка на крыло

- цилиндрическая жесткость обшивки

Из формулы 31 выражается шаг стрингеров l при условии, что

По формуле 79 определяется число стрингеров сжатой панели:

Где Во=1,803 м - длина дуги обшивки сжатой панели

В сжатой панели количество стрингеров принимается больше на 20%. Тогда число стрингеров, подкрепляющих нижнюю панель . Таким образом, шаг стрингеров в растянутой зоне крыла равняется м.

Величина шага нервюр задается в соответствии с шагом стрингеров м.

2.10.10 Расчет площади сечения стрингеров

Площади сечений стрингеров находятся из соотношения нормальных усилий, воспринимаемых продольными элементами конструкции крыла, и значения критического напряжения (формула 80).

где - критическое напряжение стрингеров в сжатой зоне ( в первом приближении ).

Принимаем м2

Площадь сечения стрингеров в растянутой зоне (формула 81).

где - предел прочности материала стрингера при растяжении.

Принимается м2.

Для повышения технологичности сборки продольного силового набора с обшивкой и нервюрами принимаем уголковую форму сечения стрингеров.

2.10.11 Определение площади сечения лонжеронов

Площадь полок лонжеронов в сжатой зоне:

где - критическое напряжение при потере устойчивости полки лонжерона .

Из соотношения площади полки и высоты лонжерона определяются площади полки каждого лонжерона (формула 83-84).

Площадь лонжеронов в растянутой зоне:



Площадь каждой полки лонжеронов рассчитывается подобным образом по формуле 85.

2.10.12 Нахождение толщины стенок лонжеронов

Касательные усилия в стенках постоянны, поэтому толщина стенки лонжерона принимается неизменной. Так как данный элемент конструкции узла воспринимает суммарную поперечную силу УQ, то следует найти значение нагрузки на стенки каждого из двух лонжеронов, воспользовавшись формулами 86-88.

Затем определяется толщина стенки лонжерона по формулам 89-91.

где - высота стенки i лонжерона;

- нагрузка на стенку i лонжерона;

- критическое напряжение потери устойчивости стенки лонжерона крыла от сдвига.

Размещено на http://www.allbest.ru/

Размещено на http://www.allbest.ru/

где E - модуль Юнга;

при a >;

Нi - высота стенки i лонжерона;

дcт i - толщина стенки i лонжерона.

Толщина стенки лонжерона (формула 92:



Таким образом, толщина стенки первого лонжерона дстр1=5 мм, второго дстр2=3 мм.

2.10.13 Расчет сечения крыла на изгиб

Для расчета сечения крыла на изгиб вычерчивается профиль расчетного сечения крыла, на котором размещаются пронумерованные стрингеры и лонжероны (рис.12). Расчет сечения крыла на изгиб проводится методом редукционных коэффициентов и последовательных приближений.

Вычисляются в первом приближении приведенные площади поперечного сечения продольных ребер (стрингеров, поясов лонжеронов) с присоединенной обшивкой по формулам 43-44.

где- действительная площадь сечения i-го ребра;

- присоединенная площадь обшивки (- для растянутой панели, - для сжатой панели);

- редукционный коэффициент первого приближения.

где - присоединенная площадь обшивки (- для растянутой панели, - для сжатой панели).



Так как материал элементов продольного силового набора один, то принимается редукционный коэффициент первого приближения . Тогда площадь поперечного сечения стрингера, присоединённого к нижней панели, присоединенного к верхней панели . Аналогично определяются площади сечений поясов лонжеронов с присоединенной обшивкой нижней и верхней панели крыла.

Вычисляются координаты центра тяжести сечения первого приближения по формуле 47. Для этого находятся графически по чертежу координаты оси инерции каждого стрингера и четырех поясов лонжеронов, принимая за точку отсчета вершину носка профиля крыла.

Расчет представлен в Приложении Б.

В результате расчета были получены следующие значения искомых координат, .

Далее принимается новая система с началом координат в точке , , и вычисляются моменты инерции (осевые и центробежный) приведенного сечения относительно осей x1, y1 по формулам 96-98:

Угол поворота главных центральных осей сечения (формула 99) определяется в зависимости от значения центробежного и осевого моментов инерции:

Таким образом, углом поворота центральных осей сечений можно пренебречь, так как он его значение меньше 5 градусов.

Рассчитываются напряжения в элементах сечения в первом приближении по формуле 100.

Таким образом, максимальное значение внутреннего напряжения равное =20,5•106 кг/м2 наблюдается в стрингере №12, подкрепляющего растянутую панель, и в поясе лонжерона =17,9•106 кг/м2. Сравнивая полученный результат с критическим с (для сжатой панели) и (для растянутой панели), можно сделать вывод, что конструкция имеет лишний вес. Поэтому уменьшаем толщину обшивки с 2,5 до 1 мм и повторяем расчет.

Таким образом, максимальное значение внутреннего напряжения равное =29,9•106 кг/м2 наблюдается в стрингере №5, подкрепляющего сжатую панель, и в поясе лонжерона =29,4•106 кг/м2. Сравнивая полученный результат с критическим с (для сжатой панели) и (для растянутой панели), можно сделать вывод, что конструкция не проходит проверку на прочность. Принимаем толщину обшивки 1,5 мм.



3. Технологический раздел

3.1 Анализ сборочной единицы на технологичность

Общие требования к технологичности конструкции сборочной единицы определены в ГОСТ 14.203-73. Вид изделия - сборочная единица. Консоль крыла расчленяется на рациональное число составных частей с учетом принципа агрегатирования. Сборочная единица, включает в себя максимальное число стандартизированных деталей (примерно 70% от общего количества входящих деталей). Конструкция сборочной единицы предусматривает наличие базовой детали (Лонжерон I) для расположения остальных составных частей агрегата.

Главными факторами, определяющими технологичность конструкции, являются:

вид изделия;

объем выпуска;

тип производства.

Тип производства можно определить исходя из массы и программы выпуска.

Таблица 1 - Зависимость типа производства от объема выпуска (шт) и массы детали

	Годовой объем производства деталей одного наименования, шт.
Тип	тяжелых (крупных)	средних массой	легких (мелких)
	массой свыше 30 кг	до 30 кг	массой до 6 кг
Единичное	до 5	до 10	до 100
Мелкосерийное	6-100	11-200	101 -500
Среднесерийное	101 -300	201 - 1000	501 - 5000
Крупносерийное	301 - 1000	1001 - 5000	5001 - 50000
массовое свыше	свыше 1000	свыше 5000	свыше 50000

Так как масса конструкции консоли крыла превышает 30 кг, принимаеьтся тип производства мелкосерийный при годовой программе выпуска 60 ед.

Количественная оценка технологичности конструкции (Говорков А.С. Методика количественной оценки технологичности конструкции изделий авиационной техники) производится по комплексному коэффициенту:

,

где - коэффициент количественной оценки технологичности изделия;

- значение итого частного показателя технологичности детали;

- коэффициент весомости частного показателя технологичности;

- количество принятых показателей.

Все полученные значения показателей занесены в Таблицу16.

Таблица 16 - Расчет показателей технологичности

№	Наименование частного показателя технологичности	Значение показателя	Коэффициент весомости,
1	Уровень повторяемости КЭ, входящих в изделие	0,8	0,2	0,16
2	Допуск на аэродинамический контур	0,8	0,2	0,16
3	Форма контура	0,6	0,1	0,06
4	Уровень кривизны	0,9	0,15	0,135
5	Выход на обвод	0,5	0,2	0,1
6	Расположение элементов относительно условной плоскости	0,7	0,15	0,105
Итого	1	0,72

В итоге, комплексный показатель технологичности конструкции консоли крыла составил p=0,72, что больше принятого для серийного производства pс=0,7. Следовательно, сборочная единица технологична в изготовлении.

3.2 Размерный анализ собираемого агрегата

Размерная цепь агрегата состоит из 8 звеньев. Звенья А3-А7 - уменьшающие, А1 - увеличивающее размерное звено, Дзам - замыкающее размерное звено.

Рисунок 11 - Эскиз размерной цепи отъемной части крыла.

Так как число составляющих звеньев n=8, то размерный анализ будем вести по вероятностному методу.

Номинальный размер замыкающего звена: Дзам=8670-160-1065-2025-2060-1900-1140=320 мм.

Допускаемые предельные отклонения размеров составляющих звеньев согласно ОСТ 1 00022-80 следующие:



мм, мм, мм, мм, мм, мм, мм.

Допуск замыкающего звена определяем по формуле:

,

,

мм

Предельные отклонения (верхнее и нижнее) замыкающего звена находим согласно формулам…

,

,

где - координата середины поля допуска замыкающего звена;

,

мм

,

,

Среднее количество единиц допуска рассчитываем по формуле:

,



где it - значение единицы допуска в мм (для номинальных размеров свыше 500 до 10000 мм i=0,4·Dср+2,1);

- допуск замыкающего звена в мкм.

,

.

По найденным значениям среднего значения единиц допуска и величине допуска замыкающего звена принимается 16 квалитет точности, который обеспечивается методом пригонки.

3.3 Разработка схемы членения агрегата или узла

Рациональное членение конструкции агрегата на узлы и детали позволяет существенно сократить производственный цикл за счет разделения труда рабочих на местах в ходе выполнения сборочных работ и применения средств автоматизации и механизации. Также при разработке схемы членения агрегата обеспечивается удобные условия труда для сборщиков, ускоряется транспортировка агрегатов планера и замена мало ресурсных частей летательного аппарата.

3.4 Составление схемы сборки

Сборочные работы в зависимости от вида можно подразделить на узловую сборку - сборку узлов (лонжероны, нервюры, шпангоуты, створки люков); агрегатную - сборка отсеков, агрегатов, секций планера; общую сборку самолетов - сборку-стыковку отдельных агрегатов в целое изделие и проведение нивелировочных работ. Так как сборочная единица - консоль крыла - является агрегатом конструкции самолета, принимаем вид сборки агрегатный.

Рассмотрим две основные схемы агрегатной сборки консоли крыла вертолета: последовательную и последовательно-параллельную.

Последовательная сборка идёт в одном сложном сборочном приспособлении. При этой схеме трудоёмкость и цикл сборочных работ самые большие, создаются стеснённые условия труда для сборщика, на сборку поступает большое количество деталей.

Параллельно-последовательная схема применяется для сборки агрегатов, расчлененных на панели и узлы, которые собираются параллельно, после чего стыкуются в агрегат. Монтажные работы и панели не выносятся, а выполняются в собранном агрегате.

Принимаем параллельно-последовательную схему сборки для сокращения цикла сборочных работ. Выделяем узлы, которые будут собираться параллельно в разных сборочных приспособлениях: лонжерон I в сборе с носками нервюр, лонжерон II в сборе с нервюрами и восемь панелей в сборе со стрингерами. Дальнейшая сборка консоли крыла будет вестись последовательно в стапеле.

3.5 Выбор способа базирования

Базирование определяет ожидаемую точность сборки узла или агрегата. Поэтому необходимо выбрать тот метод базирования, который обеспечивал бы при сборке заданную точность при минимальных затратах на оборудование

Принятый метод сборки и метод базирования предопределяет структуру всего технологического процесса сборки, состав технологического и контрольного оснащения, уровень ожидаемой точности готового изделия.

В самолетостроении применяют две группы методов базирования:

базирование по базовым деталям, которые имеют базовые поверхности, линии разметки или СО. При этом методе сборки одну из деталей принимают за базовую и к ней в определенной последовательности присоединяют другие детали, входящие в узел. Этот метод применяется при сборке изделий из жестких деталей, сохраняющих под действием собственной массы свои форму и размеры. При этом входящие в изделие детали разделяют на несколько сборочных групп, каждую из которых собирают по базовой детали, входящей в данную группу. Данный метод сборки применяется при производстве шасси самолета, агрегатов и узлов пневмо- и гидросистем.

базирование по базовым поверхностям сборочных приспособлений (по КФО, по поверхности каркаса, по поверхности обшивки). Точность установки детали определяется точностью сборочной базы, образованной поверхностями ранее установленных деталей. Базирование деталей по базовым поверхностям деталей можно осуществлять также путем ориентации их относительно кромок, вырезов, подсечек и т. п., если обеспечивается фиксация базируемой детали относительно основной базы

Для рассматриваемой сборочной единицы - консоли крыла, принимаем базирование по внешней поверхности обшивки. Этот метод обеспечивает наибольшую точность аэродинамических обводов, т.к. погрешности входящих деталей не влияют на окончательный размер собранного изделия, что достигается компенсацией погрешностей в процессе установки их в приспособлении. Сборочная база в этом случае являются рабочие поверхности рубильников стапеля, которые образуют отраженный вид контура аэродинамических обводов планера.

3.6 Оценка погрешности сборки

Точность сборки -- характеристика и свойство технологического процесса сборки изделия. Точность сборки призвана обеспечивать соответствие действительных значений параметров изделия значениям, заданным в технической документации.

Точность сборки зависит от ряда факторов:

точности размеров и формы;

шероховатости сопрягаемых поверхностей деталей;

взаимного положения деталей при сборке;

технического состояния средств технологического оснащения.

Различают заданную (требуемую) точность, которую назначает конструктор ОКБ при проектировании изделия и указывает в технических условиях (ТУ). Из статистических допустимых отклонений размеров на внешние контуры агрегатов летательных аппаратов принимаем, что допустимое отклонение размера при сборке консоли крыла вертолета равно ± 1 мм.

Ожидаемую точность получают в результате аналитического расчета, выполненного по определенной методике на этапе завершения проектирования технологического процесса сборки и его оснащения.

Величины допускаемых производственных погрешностей (или отклонений от номинального размера) определяют на основе экспериментально подтвержденных, статистически обработанных замеров отклонений от номинального размера.

Структурная схема для бесплазового метода увязки представлена на Рисунке 12.

Рисунок 12 - Структурная схема для бесплазового метода увязки

ТЧ -- теоретический чертеж;

ЭМ -- электронная модель;

УП -- управляющая программа;

ЧПУ -- числовое программное управление;

ЭСП - элементы сборочного приспособления;

СП - сборочное приспособление.

Таблица 17 -- Определение погрешности детали

Этап	ВО и НО, мм	бi	Ai	Кi	дi	Дi
Создание ТЭМ	±0,01	0	1	1	0,01	0
Создание КЭМ узла	±0,01	0	1	1	0,01	0
Создание КЭМ детали	±0,01	0	1	1	0,01	0
Создание УП ЧПУ	±0,02	0	1	1	0,02	0
Считывание информации с программоносителя	+0,02	0,5	1	1	0,01	0,01
Изготовление детали с помощью ЧПУ	+0,3	0	1	1	0,01	0,15

Координаты центра группирования погрешностей составляющих звеньев определяется по формуле 107.

,

Среднеквадратичные отклонения или половины поля допуска составляющих звеньев находится по формуле 108.

,

Координаты центра группирования погрешностей сборки определяется по формуле 109.

,

,

Среднеквадратичное отклонение или половина поля допуска замыкающего звена определяется по формуле 110.



,

,

Точность замыкающего звена согласно формуле 111:

Дзам1=0,025+0,07=0,095

Дзам2=0,025-0,07=-0,045

,

Используя данные из таблицы 18, вычисляется погрешность сборочного приспособления (формула 112).

Таблица 18 -- Расчет погрешностей приспособления

Этап	ВО и НО, мм	ai	Ai	Ki	дi	Дi	Дi* Ai	Ai* дi*ai	Ai2* Ki2* дi2
ТЧ--ТЭМуз	±0,01	0	1	1	0,01	0	0	0	0,001
ТЭМуз. --КЭМузл	±0,01	0	1	1	0,01	0	0	0	0,001
КЭМузл--КЭМосн.	±0,01	0	1	1	0,01	0	0	0	0,001
КЭМосн.--УП	±0,01	0	1	1	0,01	0	0	0	0,001
УП--ЧПУ	+0,02	0,5	1	1	0,01	0,01	0,01	0,005	0,001
ЧПУ--ЭСП	±0,15	0,5	1	1,4	0,15	0	0	0,075	0,0441
ЭСП--монтаж СП по трекеру	±0,05	0	1	1	0,05	0	0	0	0,0025
Сумма									0,0516



дпр =

,

,

Дприсп .зам1=0,09+0,227=0,317

Дприсп. зам2=0,09-0,227=-0,137

По формуле 113 определяется точность сборки готового агрегата при базировании по элементам сборочного приспособления.

,

где - точность сборки готового агрегата;

- погрешность сборочного приспособления;

- погрешность увязки приспособления и детали;

Кприж=0,2 - коэффициент прижима.

Таким образом, выбранная схема увязки изготовления сборочного приспособления и базовой детали на основе электронной модели обеспечивает требование на установленный допуск ±1мм сборки на внешний контур крыла.



3.7 Разработка технического задания на проектирование сборочного приспособления

Используя в качестве источника для проектирования сборочного приспособления сборочный чертеж агрегата, определим основные признаки, назначение и вид стапеля. С позиции универсальности сборочное приспособление является специальным, так как оно предназначено для агрегатной сборки конкретной сборочной единицы - консоли крыла самолета. По признаку узкоцелевого назначения стапель используется для сборки-клепки и применения винтовых соединений. По конструктивному признаку стапель неразъемный, сварной конструкции, стационарный.

Сборочное приспособление решает следующие задачи:

координация строительных осей;

создание сборочных баз; фиксация элементов конструкции изделия;

пространственная увязка элементов СП;

обеспечение жесткости системы.

Лонжероны крыла фиксируются в сборочном приспособлении прижимными винтовыми фиксаторами посредством соединения ухо-вилка и пазов в стапельной плите. Для кронштейнов навески механизации и элерона также предусмотрены фиксаторы. Рубильники стапеля служат для базирования и фиксации следующих элементов конструкции: верхних и нижних панелей, нервюр, хвостовой и носовой части консоли крыла, законцовки. Монтаж сборочного приспособления осуществляется при помощи лазерного трекера.



4. Экономический раздел

4.1 Общие сведения

Экономическая эффективность конструкторского проекта оценивается критериями себестоимости или конкурентоспособности. Для проектируемого административного самолета будем оценивать его экономическую эффективность через показатель конкурентоспособности по сравнению с аналогом.

Уровень конкурентоспособности воздушного судна зависит от его летно-технических характеристик, предлагаемых цен, условий приобретения и послепродажного обслуживания, величины эксплуатационных расходов, а также степени адаптации системы технического обслуживания и ремонта к требованиям конкретного рынка. Вопрос оценки конкурентоспособности воздушного судна возникает у производителя в процессе принятии решения о целесообразности разработки и производства нового типа воздушного судна, а у коммерческого перевозчика - при выборе воздушного судна для замены эксплуатируемого типа с целью получения большей прибыли на данном сегменте или вытеснении конкурентов на новых сегментах рынка авиаперевозок.

Сравнительная таблица основных технико-экономических характеристик проектируемого бизнес-джета и самолета-аналога Cessna Citation Sovereign представлена в Таблице 19.

Таблица 19 - Основные технико-экономические характеристики

Характеристики	Типы ЛА
	Cessna Citation Sovereign	Проект
Взлетная масса ЛА, т	13,9	13,5
Количество двигателей, шт.	2	2
Взлетная мощность, л.с.	2 x 2527	2 x 2890
Максимальная коммерческая загрузка, т	1,492	1,492
Характеристики	Типы ЛА
	Cessna Citation Sovereign	Проект
Дальность полета при максимальной коммерческой загрузке, км	5220	5500
Тяговооруженность, ?H/м2	0,36	0,42
Удельный расход топлива, Сpo(кг/?H•ч)	0,36	0,28

4.2 Оценка производственной эффективности

В качестве критерия оценки производственной эффективности проектируемого самолета принимается стоимость самолета c турбореактивным двигателем (в тыс. руб.) по формуле 114.

Где - максимальная коммерческая нагрузка, т;

G0 -взлетный вес самолета, т;

- максимальная взлетная тяга всех двигателей, т.с.;

- крейсерская скорость полета, км/ч;

К - эмпирический коэффициент (формула 115), показывающий удельную стоимость единицы экономической эффективной мощности ЛА.

тыс.рубч/т.с.км

тыс.руб.

Принимается стоимость двигателя в процентах - 30% от стоимости самолета, стоимость планера - 70%. Тогда стоимость планера в абсолютном значении: тыс. руб, стоимость одного двигателя тыс. руб.

4.3 Расчет себестоимости летного часа

Себестоимость одного летного часа включает в себя сумму эксплуатационных затрат и себестоимость тонно-километра.

В зависимости от стоимости горюче-смазочных материалов и часового расхода топлива расходы вычисляются по формуле 116:

где Sгсм - стоимость топлива (авиакеросин марки ТС-1), тыс. руб./т.

qT - часовой расход топлива летательного аппарата с учетом расхода топлива на земле, т/ч;

а - коэффициент, учитывающий вспомога-тельный, тренировочный служебный налет часов (рекомендуется прини-мать равным 1,03).

тыс. руб/ч.

Расходы на амортизацию складываются ис-ходя из стоимости двигателя Pratt & Whitney Canada PW-308A проектируемого самолета, планера, норм амортизации на реновацию и годового производственного налета часов (формула 117).



Где 0,08-0,1 - годовая норма амортизации по полное восстановление пла-нера (двигателей);

Sпл и Sдв - стоимость планера (двигателя) рассматриваемого типа ЛA, тыс. руб.;

Nдв - количество двигателей, установленных на рассматриваемом ЛA, шт.; К3 - коэффициент, учитывающий количество двигателей на складе (принять равным 1,5-2,0);

- годовой производственный налет часов рассматриваемым типом ЛA, л.с

тыс. руб./ч.

Расходы на отчисления в ремонтный фонд для отечественных ЛA учитывают стоимость и количество капитальных ремонтов планера и двигателей, а также амортизационный срок службы планера и двигателей и рекомендуются рассчитывать по формуле 118.

где Sплкр и Sдвкр- стоимость капитальных ремонтов соответственно планера и двигателей, тыс. руб.;

nплкр и nдвкр - количество капитальных ремонтов соответственно планера и двигателя и определяется по формуле:

где - межремонтный ресурс планера (двигателей), ч;

-амортизационный срок службы планера (двигателей), ч;

0,1 - коэффициент, определяющий норму работы двигателей на земле;

0,2 - коэффициент, учитывающий снижение износа при работе двигателя на земле.

;

тыс. руб.

Расходы по техническому обслуживанию по периодическим формам определяются исходя из величин удельной трудоемкости ПТО в расчете на один летный час по типам ЛА и себестоимости одного нормо-часа ПТО.

где - трудоемкость ПТО в расчете на летный час, н.ч/л.ч.

СНТ- себестоимость одного нормо-часа ПТО, тыс. руб./н.ч.

тыс. руб.

Прочие расходы включают расходы на заработную плату экипажа, отчисления на социальные нужды и страхование самолета. Определяются в процентах от суммы прямых затрат (формула 121).



тыс. руб.

Накладные расходы включают затраты на форменное обмундирование, на оплату труда аппарата управления, учебно-тренировочных и вычислительных центров, амортизационные отчисления наземных основных фондов, материальные затраты и другие затраты, не вошедшие в состав прямых рас-ходов I и II групп.

Величина расходов по этой статье определяется в % (15%) от суммы прямых расходов.

тыс. руб.

Все результаты расчетов сводятся в Таблицу 20.

Таблица 20 - Себестоимость летного часа

Статьи расхода	Проект	Cessna Citation Sovereign	Отклонение
Группа прямых затрат
1.1 Авиа ГСМ	34,437	42,44	0,18
1.2 Амортизация СВАД	124,4	170,2	0,27
1.3 Ремонтный фонд СВАД	225,1	236,8	0,05
1.4 Расходы по ПТО	6,43	6,43	0
1.5 Прочие расходы	31,2	38,9	0,2
Группа: Накладные расходы
Прочие производственные и общехо-зяйственные расходы	63,2	75,9	0,17
Итого: себестоимость летного часа	484,7	570,6	0,15

Таким образом, рассчитанная себестоимость летного часа проектируемого административного самолета на 15% меньше, чем у самолета-аналога.

4.4 Определение уровня конкурентоспособности

Конкурентоспособность спроектированного самолета можно выразить через интегральный показатель (формула 133), который объединяет единичные показатели по определенному признаку (экономическому, техническому, эстетическому) при помощи весовых коэффициентов (формула 136).

где - весовой коэффициент (назначается экспертной группой);

- единичный показатель.

Где Gm - групповой показатель по техническим параметрам;

Gэ - групповой показатель по экономическим параметрам.

Единичный показатель выражает отношение величины экономического или технического параметра проектируемого летательного аппарата к величине параметра изделия конкурента (формула 137).

Где q - единичный параметрический показатель;

Р - уровень параметра исследуемого изделия;

Р100 - уровень параметра изделия, принятого за образец, удовлетворяющего потребность на 100%.

Таблица 21 - Единичные и групповые показатели конкурентоспособности

Показатель	Cessna Citation Sovereign	Проект	qi	ai	G
Технические параметры
Взлетная масса самолета, т	13,959	13,528	1,03	0,1	0,103
Тяговооруженность, кH/кг	0,36	0,42	1,16	0,12	0,139
Весовая отдача по комм. нагрузке	0,106	0,11	1,04	0,07	0,0728
Удельный расход топлива, Сpo(кг/?H•ч)	0,36	0,28	1,28	0,3	0,384
Скорость крейсерская, км/ч	822	850	1,03	0,25	0,2575
Дальность полета при максимальной коммерческой загрузке, км	5222	5500	1,05	0,16	0,168
Показатель	Cessna Citation Sovereign	Проект	qi	ai	G
Итого				1	1,124
Экономические параметры
Себестоимость летного часа	570,6	484,7	0,85	0,7	0,595
Стоимость ЛА, тыс. руб.	377000	458693	1,21	0,3	0,365
Итого					0,96

На основе полученного интегрального показателя можно сделать вывод, что спроектированный административный самолет конкурентоспособен и имеет в своем потребительском сегменте характеристики лучше, чем у рассмотренного аналога. Основным фактором, влияющим на эффективность эксплуатации спроектированного самолета, является меньший удельный расход топлива по сравнению с принятым для сравнения самолетом.



5. Техника безопасности

5.1 Опасные факторы, возникающие при эксплуатации самолета

В процессе эксплуатации административного самолета с турбореактивным двигателем на экипаж и технический обслуживающий персонал могут иметь негативное воздействие следующие опасные и вредные факторы:

Высокий уровень шума от работающих авиационных двигателей.

Воздушные газовые потоки, исходящие из зоны сопел авиадвигателей с большой скоростью. 

Опасность получения травм от выступающих частей конструкции летательного аппарата, острых кромок и оборудования.

Опасность поражения тела человека электрическим током в случае короткого замыкания.

Обледенение покрытия аэродрома, замасливание эксплуатационных поверхностей самолета.

Пожар на борту самолета.

Агрессивность спецжидкостей.

Предметы, находящиеся на поверхности аэродрома.

Недостаточный уровень освещенности места стоянки самолета.

5.2 Мероприятия по технике безопасности

Основным источником шума является двигатель. Для предохранения органов слуха технического персонала от высокого уровня шума регулировочные работы выполняются в шлеме. На работающем газотурбинном двигателе контроль факеления форсунок производится при определенном расположении самолета таким образом, чтобы реактивная струя отклонялась по направлению бокового ветра.

Перемещение членов экипажа по аэродрому должно происходить по определенному маршруту, не допускающему их нахождения в опасных зонах работы турбореактивного двигателя. Безопасным расстоянием до рассматриваемых участков является расстояние более 50 метром в направлении выхода реактивной струи и более 10 метров перед засасывающим каналом двигателя. Также имеется необходимость соблюдать осторожность вблизи зон излучения антенн аэродромной и бортовой радиолокационной станции, так как существует опасность негативного воздействия электромагнитных волн высокой частоты на здоровье человека, которая зависит от длительности пребывания в зоне излучения, направленности и мощности локатора. Перемещаясь по площади аэродрома необходимо уделять внимание зонам руления самолетов по поверхности взлетно-посадочной полосы, маршрутам маневрирования автотранспорта, скользким местам вблизи стоянки и неровностям поверхности для предупреждения получения физических травм.

При обслуживании высокорасположенных частей летательного аппарата и перемещении под фюзеляжем также имеется опасность получения травм. Работа наземных служб на крыле и оперении без страховочных средств недопустима. Неблагоприятные метеорологические условия усложняют процесс предполетной проверки самолета, поэтому необходимо проявлять особое внимание удалению следов обледенения на поверхности воздушного судна. Для этой цели часто используется физико-химический метод обработки планера, который заключается в обливе поверхности самолета противообледенительной жидкостью посредством использования машин деайсеров или стационарных установок.

При обслуживании топливной системы самолета необходимо соблюдать меры безопасности. Перед заправкой необходимо убедиться в наличии заземления самолета и топливозаправщика для исключения возможности искроообразования. Также на месте стоянки самолета должны находиться средства пожаротушения. В процессе заправки самолета не допускается проведение работ по техническому обслуживанию летательного аппарата, противообледенительная обработка поверхностей самолета и выполнение других видов работ, не связанных с заправкой. Запрещается использовать световое оборудование, не удовлетворяющее требованиям пожарной безопасности, проводить операции подключения и отключения аэродромного источника электропитания к электросети воздушного судна в ходе заправки. Также недопустимо использование открытого огня на стоянке, а в случае приближения грозы необходимо прекратить заправку самолета.

Во избежание возможности возникновения пожаров и взрывов члены экипажа должны соблюдать требования техники безопасности и не допускать нарушений со стороны пассажиров. Правилами пожарной безопасности на аэродромах запрещается:

заправлять самолет топливом без заземления самолета и заправщика или при неисправности цепи заземления;

разливать горюче-смазочные материалы и специальные жидкости на стоянке. При разливе значительного количества топлива следует немедленно отбуксировать самолет со стоянки и только после этого убрать пролитое топливо (лучше всего смыть водой);

курить в специально отведенных местах;

разжигать подогреватели и пользоваться открытым огнем вблизи самолетов, ангаров;

запускать двигатель, если вблизи самолета нет готовых к применению средств пожаротушения или с отключенной бортовой системой пожаротушения.

Для ликвидации возгорания в салоне самолета должны быть размещены углекислотные огнетушители. Для предотвращения пожара в зоне расположения силовой установки применяется система пожаротушения, подающая огнезащитный состав в отсек авиадвигателя. В кабине экипажа установлен один ручной огнетушитель.

Так как при обслуживании авиатехники имеет место использование агрессивных спецжидкостей, которые оказывают негативное воздействие на организм человека, то необходимо придерживаться мер безопасности, изложенных в инструкциях по эксплуатации. Пролитое топливо или масло создает угрозу воспламенения и вредного воздействия на человека. Поэтому залитые спецжидкостью места следует незамедлительно засыпать песком или обработать хлорной известью.

Для предупреждения несчастных случаев с членами экипажа необходимо соблюдать меры безопасности в кабине с целью исключения получения травм незакрытыми панелями, открытыми люками, острыми углами оборудования.

В процессе выполнения полета необходимо соблюдать требования по технике безопасности.

При полетах продолжительностью более 4 часов в профилактических целях следует дышать кислородом в течение 7 минут через каждые 2 часа полета, а также перед снижением; при пользовании кислородным оборудованием следует помнить о том, что во избежание возможности взрыва необходимо исключить любой контакт кислорода и жиров; поэтому работать с кислородным оборудованием следует чистыми руками без следов жиров и масел. 

Время и очередность приема пищи членами экипажа в полете устанавливает командир воздушного судна. Одновременно принимать пищу обоим пилотам запрещается.

Во избежание несчастных случаев запрещается разливать горячую воду через верхнюю горловину электрокипятильника. В экстренных случаях открывать крышку электрокипятильника с горячей водой можно только спустя 10 минут после отключения его от электросети. 

Запрещается заваривать чай и кофе в электрокипятильнике.

Для открывания бутылок и консервных банок следует пользоваться только исправными и предназначенными для этого приспособлениями и инструментом.

После заруливания на стоянку покидать рабочие места можно только после полной остановки двигателей и обесточивания самолета с разрешения командира самолета. При выходе из самолета не следует держаться за проемы незакрытых дверей для исключения опасности прищемления пальцев. Плащ или пальто должны быть застёгнуты при спуске. Также необходимо быть внимательным и осторожным, так как после полета организм утомлен после неблагоприятного воздействия таких производственных факторов, как шум, вибрация, перепад давления.ллллл



Заключение

В настоящем дипломном проекте осуществлено проектирование административного самолёта с разработкой конструкции крыла. При проработке технического задания проведен анализ рынка отечественных административных самолетов, который показал, что ожидается спрос на самолеты данного класса в связи с заинтересованностью бизнеса в развитии межрегиональных экономических связей.

Проектирование административного самолета велось статистическим методом. На основе результатов, полученных в ходе сбора и обработки информации по прототипам, были составлены тактико-технические требования к проектируемому летательному аппарату. Также была выбрана и обоснована схема самолета, определены его основные параметры, разработана аэродинамическая, объемная и весовая компоновка. На основе составленной сводки масс был произведен расчет центровки для шести случаев загрузки самолета.

В ходе разработки конструкции консоли крыла были определены массовые и аэродинамические нагрузки, проведен расчет на прочность. Определена конструктивно-силовая схема и основные элементы консоли крыла.