Анализ методов математического моделирования эвакуации пассажиров воздушного судна в аварийной ситуации

Размещено на http://www.allbest.ru/

МІНІСТЕРСТВО ОСВІТИ І НАУКИ УКРАЇНИ

Національний аерокосмічний університет ім. М. Є. Жуковського

«Харківський авіаційний інститут»

Кафедра проектування літаків i вертольотів

Аналіз методів математичного моделювання евакуації пасажирів повітряного судна в аварійній ситуації

Пояснювальна записка до випускної роботи магістра, напрям підготовки 8.100101 -- «Авіація та космонавтика» Фах -- «Літаки і вертольоти»

2011

Министерство образования и науки Украины

Национальный аэрокосмический университет

им. Н.Е. Жуковского

«Харьковский авиационный институт»

Факультет самолето- и вертолетостроения

Кафедра проектирования самолетов и вертолетов

ЗАДАНИЕ НА ВЫПУСКНУЮ РАБОТУ МАГИСТРА

по специальности 8.100.101 «Самолеты и вертолеты»

ТЕМА ДИПЛОМНОГО ПРОЕКТА

«Анализ методов математического моделирования эвакуации пассажиров воздушного судна в аварийной ситуации»

Исходные данные для проектирования: Мmax - 2,7 ; Мкр - 0,95 ; Vу - 300 м/с; Hmax - 19 км; Hкр - 11 км; R - 900 км; Lраз - 600 м; nэк. - 1 чел.; mц.н. - 2 т; Т - 50000 час; Ккр - 13



Содержание дипломного проекта

Реферат

Конструкторский раздел

1. Автоматизированное формирование облика самолета

Введение, постановка цели и задач проектирования

1.1 Разработка концепции создания проектируемого самолета и научно-технической программы достижения его характеристик

1.2 Назначение, тактико-технические требования к самолету, условия его производства и эксплуатации, ограничения, накладываемые авиационными правилами при проектировании самолета

1.3 Сбор, обработка и анализ статистических данных. Выбор основных относительных начальных параметров самолета

1.4 Выбор и обоснование схемы самолета, типа его силовой установки.

1.5 Расчет массы самолета в трех приближениях

1.6 Подбор двигателей и проверка длины разбега

1.7 Определение и оптимизация проектных параметров самолета и его агрегатов

2. Анализ влияния изменений проектных параметров агрегатов самолета при их оптимизации на аэродинамические и массовые характеристики самолета

2.1 Определение лобового сопротивления проектируемого самолета

2.2 Индуктивное сопротивление, поляра самолета, аэродинамическое качество самолета

2.3 Продольный момент и расположение аэродинамического фокуса самолета

2.4 Влияние проектных параметров самолета на его аэродинамические и массовые характеристики

3. Интегрированное проектирование и компьютерное моделирование лонжерона проектируемого самолета

3.1 Разработка мастер-геометрии лонжерона

3.2 Определение нагрузок, действующих на лонжерон

3.3 Уточнение конструктивно-силовой схемы лонжерона

3.4 Выбор материалов для элементов конструкции лонжерона

3.5 Проектировочный расчет геометрических параметров конструктивно-силовых элементов лонжерона в регулярных и нерегулярных зонах с учетом заданного ресурса

3.6 Исследование влияния параметров лонжерона на его массу

3.7 Проектировочный расчет стыка лонжерона с фюзеляжем

3.8 Прогнозирование ресурса лонжерона в регулярных и нерегулярных зонах

3.9 Уточнение геометрических и конструктивных параметров лонжерона

3.10 Руководство по технической эксплуатации проектируемого лонжерона самолета

4. Интегрированное проектирование и компьютерное моделирование систем самолета

4.1 Проектирование и моделирование силовой установки

4.2 Руководство по эксплуатации проектируемой системы

Выполнение расчетов, моделей:

Экономический раздел

5. Расчет характеристик экономической эффективности

5.1 Бизнес план: история фирмы, характеристика самолета, анализ рынка сбыта, маркетинг, кадры и управление, анализ рисков и их предотвращение, анализ конкурентоспособности проектируемого самолета

5.2 Финансирование проекта: источники финансирования, доходы и затраты - расчет затрат на проектирование и производства, расчет себестоимости, прибыль цены, расчет минимальных собственных средств фирмы, определение точки безубыточности, расчет прямых, косвенных затрат

5.3 Полная себестоимость эксплуатации самолета

6. Раздел безопасности жизнедеятельности

Разработка аварийно_спасательного оборудования

7. Специальное задание

Анализ методов математического моделирования эвакуации пассажиров воздушного судна в аварийной ситуации

Дата выдачи задания:

Дата представления законченного проекта:



Реферат

Випускна магістерська робота: 168 с., 54 іл., 57 табл., 4 додатки, 28 джерел.

Об'єкт дослідження даної роботи:

_ надзвуковий, маневровий винищувач з крилом прямої стріловидності, його системи, вузли та агрегати;

_ методи розрахунку часу покидання салону літака у разі аварійної посадки.

Ціллю даної роботи являється закріплення пройденого матеріалу підчас самостійної підготовки при виконанні роботи, дослідження характеристик, котрі має надзвуковий літак з крилом прямої стріловидності, а також дослідження методів розрахунку часу покидання салону літака у разі аварійної посадки.

Робота була виконана на ЕОМ, з використанням різних програмних продуктів: Microsoft Word 2003, всі розрахунки виконані з використанням програм кафедр 101, 103; Інтернет.

КРИЛО, ЛОНЖЕРОН, СЗГО, СИСТЕМА КЕРУВАННЯ, ПАЛИВНА СИСТЕМА, АВАРІЯ, КАТАСТРОФА, АВІАЦІЙНА ПРИГОДА, АВАРІЙНИЙ ВИХІД, ГЕОМЕТРІЯ САЛОНУ.



Содержание

Задание

Реферат

Конструкторский раздел

1 Автоматизированное проектирование облика самолета

Введение, постановка цели и задач проектирования

1.1 Разработка концепции создания проектируемого самолета и научно-технической программы достижения его характеристик

1.2 Назначение, тактико-технические требования к самолету, условия его производства и эксплуатации, ограничения, накладываемые авиационными правилами при проектировании самолета

1.3 Сбор, обработка и анализ статистических данных. Выбор основных относительных начальных параметров самолета

1.4 Выбор и обоснование схемы самолета, типа его силовой установки

1.5 Расчет массы самолета в трех приближениях

1.6 Подбор двигателей и проверка длины разбега

1.7 Определение и оптимизация проектных параметров самолета и его агрегатов

1.8 Разработка аэродинамической, объемно-весовой, конструктивно-силовой компоновок, центровка самолета

1.9 Увязка формы агрегатов, построение зализов и обтекателей самолета

1.10 Стандартная спецификация проектируемого самолета

2 Анализ влияния изменений проектных параметров агрегатов самолета при их оптимизации на аэродинамические и массовые характеристики самолета

2.1 Определение лобового сопротивления проектируемого самолета

2.2 Индуктивное сопротивление, поляра самолета, аэродинамическое качество самолета

2.3 Продольный момент и расположение аэродинамического фокуса самолета

2.4 Влияние проектних параметров самолета на его аэродинамические и массовые характеристики

3 Интегрированное проектирование и компьютерное моделирование лонжерона крыла проектируемого самолета

3.1 Разработка мастер _геометрии агрегата Разработка мастер _геометрии агрегата

3.2 Определение нагрузок, действующих на агрегат

3.3 Уточнение конструктивно-силовой схемы агрегата

3.4 Выбор материалов для элементов конструкции агрегата

3.5 Проектировочный расчет геометрических параметров конструктивно-силовых элементов агрегата в регулярных и нерегулярных зонах с учетом заданного ресурса

3.6 Исследование влияния параметров агрегата на его массу

3.7 Проектировочный расчет соединений и стыков агрегата с фюзеляжем

3.8 Прогнозирование ресурса агрегата в регулярных и нерегулярных зонах

3.9 Уточнение геометрических и конструктивных параметров агрегата

3.10 Руководство по технической эксплуатации проектируемого агрегата самолета

4 Интегрированное проектирование и компьютерное моделирование систем самолета

4.1 Проектирование и моделирование силовой установки

4.2 Руководство по эксплуатации проектируемой системы

Экономический раздел

5 Расчет характеристик экономической эффективности

5.1 Бизнес план: история фирмы, характеристика самолета, анализ рынка сбыта, маркетинг, кадры и управление, анализ рисков и их предотвращение, анализ конкурентоспособности проектируемого самолета

5.2 Финансирование проекта: источники финансирования, доходы и затраты - расчет затрат на проектирование и производства, расчет себестоимости, прибыль цены, расчет минимальных собственных средств фирмы, определение точки безубыточности, расчет прямых, косвенных затрат

5.3 Полная себестоимость эксплуатации самолета

6 Раздел безопасности жизнедеятельности

6.1 Разработка аврийно-спасательного оборудования

7 Специальное задание

Введение

7.1 Методы расчета времени покидания помещений

7.1.1 Метод Хелбинга

7.1.2 Метод Р.В. Гребенникова

7.1.3 Метод расчета, согласно СНИП 11-2-80 "эвакуации людей из зданий и помещений"

7.1.4 Метод расчета, согласно СНИП 35-01-2001 «доступность зданий и сооружений для маломобильных групп населения»

7.1.5 Графоаналитический метод расчета

7.1.6 Парадоксальный метод "эвакуация людей при стихийных бедствиях"

7.1.7 Метод расчета для случаев изменения геометрии помещений

7.1.8 Метод расчета "проблема беспрепятственной эвакуации людей из зданий, пути ее решения и оценки"

7.2 Разработка алгоритма расчета времени аварийного покидания самолета

7.3 Расчет времени покидания самолета в случае аварийной посадки

7.4 Рекомендации по обеспечению минимального времени аварийного покидания салона самолета

7.5 Аварийно-спасательное оборудование и действия экипажа при аварийной посадке

7.5.1 Типовой состав аварийно-спасательного оборудования пассажирского самолета

7.5.2 Аварийная посадка на сушу

Выводы

Источники

Приложения



Конструкторский раздел

1 АВТОМАТИЗИРОВАННОЕ ФОРМИРОВАНИЕ ОБЛИКА САМОЛЕТА

Введение, постановка цели и задачи проектирования

Основные пути развития авиации определялись главным образом прогрессом летательных аппаратов боевого применения, на разработку которых затрачиваются большие средства и силы. При этом гражданская и транспортная авиация, для которых решающее значение имеют надежность и удобство эксплуатации, обычно идут по пути, проложенному создателями военных самолетов [1, 2].

Среди боевых самолетов большую часть составляют истребители и перехватчики. Проектирование маневренного самолета, рассчитанного на выполнение нескольких задач, является очень сложным процессом, требующим увязки при решении противоречивых задач из многих областей науки и техники. Значительные отличия нескольких самолетов, разработанных на основе одних и тех же требований, говорят о возможности решения задач разными способами: самолеты могут иметь разные конфигурации, конструктивно_силовые схемы (КСС), число двигателей и т.д. Немаловажную роль играют и традиции фирмы, заставляющие проектировщика ради уменьшения технического риска применять проверенные аэродинамические схемы и конструктивные решения. В настоящее время считается, что разработанные образцы авиационной техники морально устаревают уже к моменту принятия их на вооружение. Это происходит не только ввиду разработки в конструкторском бюро (КБ) новых типов самолетов, а главным образом ввиду изменения принципов применения боевой авиации. Новый тип самолета, который должен эксплуатироваться в качестве боевой единицы не менее 10 лет, требует почти столько же лет на прохождение от стадии разработки тактико-технических требований (ТТТ) до начала серийного производства. Это означает, что намерения, и возможности вероятного противника следует прогнозировать на период около 10 лет.

Как следует из вышесказанного, изменение во взглядах на принципы проектирования в авиации были столь частыми и радикально противоположными, что сегодняшнее прогнозирование на ближайшее десятилетие может оказаться фикцией. С учетом этого сложилось мнение, что снижение финансовых затрат и риска создания морально устаревших систем может быть достигнуто путем разработки многоцелевого самолета, который после определенной модификации будет соответствовать текущим требованиям, т.е. сможет конкурировать с новейшими образцами более узкого направления.

Актуальной на сегодняшний день является модернизация уже существующих или создание новых проектов боевых самолетов. В данном проекте рассматривается тема создания нового проекта боевого маневренного самолета.

Согласно задания, необходимо разработать проект сверхзвукового маневренного самолета (СМС), провести аэродинамические, прочностные, компоновочные, экономические расчеты, спроектировать лонжерон крыла и его стыковые узлы, разработать принципиальную и компоновочную схему систем силовой установки, предложить бизнес-план проекта, разработать систему аварийного покидания самолета.

Темой специального задания является "Анализ методов математического моделирования эвакуации пассажиров воздушного судна в аварийной ситуации".

Разработка концепции создания проектируемого самолета и научно-технической программы достижения его характеристик

Процесс проектирования начинается с разработки концепции самолета на основе исследований эффективности применения боевой авиационной техники и выработки перспективных требований, обеспечивающих технический уровень совершенства, превосходящий уровень лучших зарубежных и отечественных самолетов аналогичного класса и появление в конечном итоге конкурентоспособного самолета.

Для достижения этой цели разрабатываются концепции самолета [3]:

По перспективной боевой эффективности - исследуются новые средства поражения, а также средства защиты;

По аэродинамике - аэродинамическая компоновка самолета с аэродинамическим качеством на всех режимах полета выше достигнутого уровня;

По весовому совершенству - конструкция планера и систем самолета с весовой отдачей по целевой нагрузке выше, чем у современных самолетных конструкций;

По силовой установке - силовая установка с более эффективными двигателями;

По прочности - конструкция планера и систем самолета при требуемой весовой отдаче обеспечивает заданный ресурс и живучесть;

По системам - системы и комплексы оборудования, обеспечивающие заданные требования по пилотажным и навигационным характеристикам, по уровню надежности и безопасности полета.

Таким образом, необходимо обеспечить: выбор схемы самолета, размеров и расположения его агрегатов, характеристик систем и оборудования, летных характеристик.

При проектировании самолета и каркаса планера самолета достигаются концептуально заданные количественные показатели критериев качества путем:

- увеличение боевой живучести, как главного фактора эффективности выполнения боевого задания;

- уменьшения массы конструкции, как одного из главных факторов, увеличивающего боевую эффективность, благодаря возможности увеличения целевой нагрузки;

- увеличения срока службы конструкции, периодов межремонтного обслуживания и ее ресурса при обеспечении надежности и безопасности полетов как факторов, снижающих расходы на амортизацию, обслуживание и ремонт.

Главным критерием в основе современных методов проектирования авиационных конструкций является требование создания и функционирования надежной, безопасно повреждаемой конструкции минимальной массы с заданным ресурсом. При этом должна гарантироваться возможность обнаружения повреждений до достижения ими допустимых критических размеров и сохраняться достаточная остаточная прочность конструкции.

Развитие информационных технологий позволяет интенсифицировать процессы создания технической документации, конструкторской и технологической подготовок производства, управления производством и сопровождения изделия, реализовать информационную поддержку жизненного цикла изделия.

Существует тесная взаимосвязь между процессом разработки самолета нового типа и уровнем и темпами развития авиационной науки и промышленности. Разработка новых воздушных лайнеров всегда стимулировалась ростом объема перевозок и повышением технических и эксплуатационных требований.

В начальной стадии оценивается вероятная потребность в новом типе самолета путем изучения рынка сбыта и проведения совещаний с потенциальными покупателями. Для изучения рынка сбыта на крупных фирмах существует специальный отдел, а мелкие предприятия поручают это конструкторскому отделу. Во всяком случае, важно, чтобы конструктор или конструкторская бригада участвовала в этом, поскольку нет смысла начинать проектирование до изучения технических требований со всех точек зрения и составление ясной картины, на основе которой должна базироваться концепция самолета.

Изучение опыта боевого применения авиационной техники (АТ) приводит к выработке первоначальных требований, которые будут ограничены такими параметрами - боевой живучестью, целевой нагрузкой, максимальной дальностью, крейсерской скоростью, а также взлетно-посадочными данными, параметрами набора высоты, компоновкой кабины, ресурсом конструкции, оборудованием и т.п. В действительности эти факторы влияют на весь процесс разработки самолета и являются доминирующими при принятии каждого конструктивного решения до последней детали. Но и в процессе разработки проекта конструктор будет внимательно изучать другие типы самолетов или проекты, которые больше других соответствуют первоначальным техническим требованиям на проектируемый самолет. Критическая оценка и сравнение самолетов по основным параметрам, систематизация литературы, учет опыта эксплуатации и т.п. - все это выполняется конструктором будущего самолета.

В этот период устраиваются заседания конструкторов для выработки новых идей, большая часть которых неизбежно будет отвергнута. Поэтому разработка идей ведется непрерывно и только очень малая их доля реализуется при предварительном проектировании и последующей разработке программы. Проработка концепции самолета приводит к созданию эскизов, составлению перечня основных характеристик и базовой схемы самолета, которые явятся фундаментом для следующих циклов проектирования. Хотя на этом этапе не обращается внимание на детали, все же самолет целиком изображен на бумаге и у конструктора появляется ощущение, что схема “вырисовывается”.

Разработка самолета нового типа обоснована следующими объективными причинами: существующий тип самолета становится устаревшим с технической точки зрения и с точки зрения эффективности применения. Новый самолет может выполнять то же задание лучше. Введение новых требований к оборудованию, техническому обслуживанию, эксплуатации, комфорту и т.д. также может способствовать обновлению парка самолетов.

Особую осторожность следует проявлять в отношении “заполнения рынка сбыта”. Это может означать просто отсутствие спроса на самолеты данного типа. Другая опасность, которую следует иметь в виду - это принятие новой технической идеи, которая сама по себе является достижением, но нецелесообразна с точки зрения применения для данного самолета. Тем не менее, конструкторское бюро должно постоянно участвовать в исследованиях, направленных на определение потенциальных возможностей новой технической идеи или новшества. Новый тип самолета должен поступать в эксплуатацию в соответствии с хорошо продуманным планом.

Развитие военной авиации направлено на увеличение боевой эффективности самолетов. Повышение эффективности достигается за счет увеличения скоростей и высот полетов, снижения радиолокационной заметности и пр.

На сегодняшний день существует большое количество авиационных боевых комплексов эффективно выполняющих свои задачи. Проблема разработки концепции перспективной авиационной техники связана с изучением боевых и летных характеристик существующих летательных аппаратов и способов противодействия им.

Для того чтобы разработать новый перспективный аппарат надо тщательно провести анализ применения авиационной техники состоящей на вооружении и предположить какими улучшенными характеристиками должна обладать новая техника чтобы успешно бороться с авиацией потенциального противника.

К разрабатываемой сверхзвуковой маневренной боевой технике предъявляются высокие требования. Соответствие этим требованиям достигается различными путями.

Главной особенностью самолета должно стать применение так называемой интегральной аэродинамической компоновки. Интегральная схема обеспечивает существенное повышение аэродинамического качества истребителя и позволяет организовать большие внутренние отсеки для размещения топлива и оборудования. Для реализации заданных летных характеристик в широком диапазоне высот и скоростей полета и углов атаки крылу нового истребителя придадим оживальную форму и снабдим его развитым корневым наплывом.

Наплыв должен обеспечивать повышение несущих свойств самолета на больших углах атаки с одновременным увеличением момента тангажа на кабрирование.

Другой важнейшей особенностью должна стать реализация концепции продольной статической неустойчивости самолета на дозвуковых скоростях полета с обеспечением его продольной балансировки в полете посредством автоматики четырехкратно резервированной электродистанционной системы управления.

Принятие концепции продольной статической неустойчивости дает серьезные преимущества: для балансировки самолета на больших углах атаки требуется отклонение стабилизатора носком вверх, при этом его подъемная сила складывается с подъемной силой крыла, что дает существенное улучшение несущих свойств истребителя при незначительном росте его сопротивления. Благодаря использованию интегральной статически неустойчивой компоновки истребитель должен обрести исключительные маневренные характеристики, позволяющие ему выполнять в воздухе эволюции, недоступные самолетам обычной схемы, и иметь большую дальность полета без подвесных баков.

Предполагается, что одной из основных отличительных особенностей перспективного фронтового истребителя (ПФИ), по сравнению с истребителями предыдущего поколения станет высокая маневренность самолета. Требование высокой маневренности в воздушном бою планируется реализовать за счет использования мощных, легких и экономичных двигателей, которые будут обеспечивать истребителю приемлемую тяговооруженность, а также применения компоновочных схем самолета с повышенным аэродинамическим качеством.

1.2 Назначение, тактико-технические требования к самолету, условия его производства и эксплуатации, ограничения, накладываемые авиационными правилами при проектировании самолета

Основной характеристикой истребителя является маневренность и способность эффективно вести воздушный бой.

Кроме того, конструкторы современных СМС проводят работы по улучшению маневренности и обеспечению запаса скорости в диапазоне чисел Маха 0,8…1,2, наиболее широко используемых в воздушном бою, по увеличению скорости на малых высотах полета, а также по снижению чувствительности самолета в турбулентных областях атмосферы и к самовозбуждающимся колебаниям. Значительное внимание уделяется запасу посадочной скорости, с целью обеспечения безопасности экипажа и возможности использования, автомобильных дорог или наскоро подготовленных взлетно _ посадочных полос (ВПП). Кроме того, проводятся интенсивные работы и вкладываются большие средства для улучшения технологичности конструкции повышения надежности, эргономичности и удобства эксплуатации и т.п. С этой точки зрения работы, проводимые в настоящее время и в ближайшем будущем, состоят в поисках простых и эффективных аэродинамических конструкций с использованием легких, прочных и дешевых материалов.

Можно считать, что в общем проектировании самолета (главным образом аэродинамики и статической прочности) уже достигнут значительный прогресс благодаря применению современной электронно-вычислительной техники, позволяющей с минимальными затратами времени проводить расчет большого числа проектных вариантов.

Прогрессу авиации, за последние тридцать лет, несомненно, способствовало появление двигателей новых типов. Нельзя, однако, умалять и игнорировать роль других усовершенствований, позволивших улучшить летно-технические характеристики (ЛТХ) самолетов. Ведь любое техническое достижение всегда является результатом развития многих отраслей, можно сказать, даже общим прогрессом цивилизации и подъемом уровня развития технической культурой современного человека.

Статистика является подтверждением основного закона конструирования в авиастроении, который заключается в том, что всякая новая конструкция, создаётся, как правило, на основе совершенствования уже существующих конструкций, знание которых - необходимое условие работы конструктора.

1.3 Сбор, обработка и анализ статистических данных. Выбор основных относительных начальных параметров самолета

F-15 Eagle, McDonnell-Douglas

Тактический истребитель

Истребитель F-15 имеет малую нагрузку на крыло [1, 2], двухдвигательную силовую установку и двухкилевое хвостовое оперение. Крыло самолета F-15 стреловидное, закрылки простые двухпозиционные поверхности управления самолетом обычные, однако для выполнения маневра по крену используются элероны совместно со стабилизатором, при этом на сверхзвуковых скоростях элероны отключаются. Управление элеронами осуществляется с помощью обычных приводов и механических тяг, а рулями поворота и стабилизатором - еще и электрическими приводами от системы повышения устойчивости. Конструкция воздухозаборников обеспечивает эффективную работу силовой установки на различных режимах, в том числе на больших углах атаки. Каждый из них имеет три створки с регулированием их углового положения и регулируемое окно перепуска воздуха.

С середины 1980 года начался выпуск истребителей F-15C (боевой) и D (учебно-боевой). В отличие от предыдущих модификаций эти самолеты имеют увеличенный (на 900 кг) запас топлива во внутренних баках и возможность оснащения двумя конформными баками “Фаст пэк” с общим запасом топлива 4500 кг. в которых может также размещаться дополнительная радиоэлектронная аппаратура. Для снятия и установки таких баков требуется примерно 15 мин.

Рисунок 1.1 - Общий вид F-15

Вооружение: F-15A/B/C/D "Eagle": Шестиствольная 20-мм пушка General Electric М61А1 Vulcan (940 снарядов), 4 управляемые ракеты (УР) AIM-9L/V "Сайдуиндер", 4 УР AIM-7F/M "Спэрроу" или до 8 УР средней дальности AIM-120 AMRAAM (только на F_15C/D).

F-15E/F "Strike Eagle": Одна 20-мм шестиствольная пушка М61А1 Вулкан с 512 патронами. Боевая нагрузка - 11113 кг, размещенная на 9 внешних подвесках. Возможна установка: 4-8 УР класса "воздух-воздух" AIM-120 AMRAAM, 4 AIM-7F/M Sparrow, AIM_9L/M Sidewinder, 6 УР класса "воздух-поверхность" AGM-65 Maverick. До 5 ядерных бомб В-51(В-61). Бомбы: 7 GBU-10 Paveway II ,15 GBU-12,2 GBU-15, 5 GBU-24 Paveway III, 20 кластерных бомб Mk.20 Rockeye, 2 GBU-28, 26 бомб Mk.82, 7 бомб Мk.84, а так же 12 CBU-87, напалмовые бомбы BLU, пусковая установка неуправляемых ракет (ПУ НУР) LAU_3 19 x 70-мм НУР. Возможна также подвеска: 3 контейнеров с 30-мм пушками, управляемые авиационные бомбы (УАБ) AGM-130, противорадиолокационные управляемые ракета (ПРЛУР) AGM-88 HARM.

F-16, Lockheed Martin

Многоцелевой истребитель

Моноплан со среднерасположенным крылом и двигателем в хвостовой части фюзеляжа [1, 2]. Имеет интегральную аэродинамическую компоновку, отличающуюся плавным сопряжением фюзеляжа и трапециевидного в плане крыла со сравнительно небольшой стреловидностью по передней кромке. Конструкция выполнена на 78,3% из алюминиевых сплавов, используются также сталь (2,7%), углепластик (4,2%) и титановые сплавы (4,2%).

Крыло имеет 11 лонжеронов и 5 нервюр. Применены корневые наплывы крыла. Механизация крыла включает носки слоистой конструкции с алюминиевым заполнителем, автоматически отклоняемые. У задней кромки крыла установлены флапероны.

Фюзеляж типа полумонокок цельнометаллический. Кабина с регенеративной системой кондиционирования и надува. Катапультное кресло фирмы Макдоннелл-Дуглас ACES II обеспечивает покидание самолета на стоянке и в полете при скорости по прибору до 1100 км/ч и на высотах до 15000 м. Кресло отклонено назад на 30 град с целью ослабления воздействия на летчика больших перегрузок в воздушном бою. Фонарь кабины цельноформованный, выполнен из поликарбоната, имеет каплевидную форму и обеспечивает круговой обзор в горизонтальной плоскости, обзор в стороны на 260 град, вперед и назад на 195 град. Открывается верх- назад гидравлическим приводом.

Рисунок 1.2 - Общий вид F-16

Киль с продольным и поперечным силовым набором из алюминиевого сплава, обшивкой из эпоксидного углепластика и законцовкой из алюминиевого сплава, форкиль из стеклопластика. Стабилизатор имеет слоистую обшивку из эпоксидного углепластика и гофрированный алюминиевый заполнитель. Подфюзеляжные кили слоистой конструкции с сотовым алюминиевым заполнителем алюминиевой обшивкой. Между консолями стабилизатора и соплом двигателя расположены расщепляющиеся воздушные тормоза с максимальным углом отклонения 60є.

Шасси трехопорное с гидравлическим приводом одноколесных стоек и масляно-пневматическими амортизаторами. Носовая стойка управляемая, расположена за воздухозаборником и убирается назад с поворотом на 90є, основные стойки - вперед в фюзеляж.

Вооружение: Одна шестиствольная пушка General Electric M61A1 Vulcan (511 патронов), 2 УР ближнего действия AIM-9 Sidewinder на концах крыльев. Боевая нагрузка - 6804 кг на 6 узлах подвески.

F/A-18, McDonnell Douglas

Палубный истребитель-бомбардировщик

Самолет нормальной схемы со среднерасположенным трапециевидным крылом [1, 2]. Конфигурация системы "крыло-фюзеляж" выбрана в соответствии с дифференциальным правилом площадей, предусматривающим уменьшение площади поперечных сечений фюзеляжа над крылом и увеличение площади под крылом.

Крыло многолонжеронное, складывается по линиям, проходящим через внутренние хорды элеронов с поворотом консолей на 90є. На крыле установлены отклоняемые носки всему размаху, однощелевые закрылки и зависающие элероны.

Фюзеляж типа полумонокок. Кабина герметическая с системой кондиционирования и кислородной системой. Фонарь открывается назад-вверх. Катапультируемое кресло Мартин-Бейкер SJU-5/6 обеспечивает покидание самолета на стоянке и в воздухе. Сверху хвостовой части фюзеляжа между килями расположен воздушный тормоз.

Хвостовое оперение стреловидное.

Конструкция самолета состоит на 49,6% из алюминиевых сплавов, 16,7% - сталь, 12,9% - титановые сплавы, 9,9% - композиционные материалы (KM) и др. материалы 10,9%. Все поверхности управления, хвостовое оперение и закрылки имеют слоистую конструкцию с сотовым алюминиевым заполнителем и обшивкой из эпоксидного углепластика. Носки стабилизатора и килей изготовлены с применением титановых сплавов.

Шасси трехопорное с одноколесными основными и двухколесной передней стойками. Передняя стойка управляемая, убирается вперед, основные - назад с поворотом на 90є в ниши под каналами воздухозаборников.

Рисунок 1.3 - Общий вид F/A-18

Вооружение: шестиствольная пушка М61А1 "Вулкан" (20 мм, 6000 выстр./мин, 570 снарядов). Имеется девять узлов внешней подвески. Нормальная боевая нагрузка - 2 УР AIM-9 "Сайдуиндер" на концах крыла и 2 УР AIM-7 по бокам воздухозаборников. На F/A_18 C/D могут устанавливаться до шести УР AIM. При выполнении ударных операций самолет оснащается бомбами с лазерным наведением GBU-10, обычными бомбами Mk.82 (до 27) и Mk.84, бомбовыми кассетами, 4 УР AGM-65F "Мейврик", противокорабельными УР AGM-64 "Гарпун", противорадиолокационными УР HARM, контейнерами с неуправляемыми авиационными ракетами (НАР).

МиГ-29М (МиГ-33), ОКБ им. Микояна

Фронтовой истребитель

Одноместный истребитель выполнен по интегральной аэродинамической схеме с плавным сопряжением низкорасположенного крыла и фюзеляжа, дающей несущие свойства, двумя разнесенными двигателями и двухкилевым вертикальным оперением [1, 2].

Носовая часть фюзеляжа изготовлена из алюминиево-литиевого сплава 01420, выполнена сварной.

В конструкции самолета более широко используются композиционные материалы. Из КМ изготовлены тормозной щиток, воздухозаборники, обшивка отсека силовой установки и вертикальное оперение.

Передние кромки корневых наплывов выполнены более острыми. Это повышает интенсивность вихреобразования на больших углах атаки и, вместе с элеронами увеличенного размаха улучшает характеристики управляемости самолета на малых скоростях полета.

Большой тормозной щиток расположен сверху фюзеляжа, для компенсации изменения продольного момента при его отклонении автоматически отклоняется горизонтальное оперение (ГО).

На МиГ-29М установлены два тормозных парашюта с площадью куполов по 13 м2.

Шасси усилено вследствие повышения посадочной массы и имеет более эффективные тормоза.

Вооружение: одна пушка ГШ-301 с боекомплектом 100 патронов и девять узлов внешней подвески, на которых могут подвешиваться бомбы до 500 кг. Ракеты класса "воздух-поверхность" и корректируемые бомбы с лазерным (Х-29Л, Х-25МЛ) и телевизионным (Х-29Т, КАБ-500 Кр) наведением. Самолет может оснащаться четырьмя противокорабельными или противорадиолокационными УР Х-31. Возможно применение УР класса "воздух-воздух" малой дальности Р-73 с инфракрасной головкой самонаведения (ИК ГСН) и новой УР класса "воздух-воздух" средней дальности Р-77.

Рисунок 1.4 - Общий вид МиГ-29М

Су-27, ОКБ им. Сухого

Истребитель-перехватчик

20 апреля 1981 года самолет Т-10-17 (другое обозначение Т-10С-1, т.е. первый серийный) поднялся в небо [1, 2].

Самолет подвергался доработкам в процессе серийного производства.

Самолёт выполнен по нормальной балансировочной схеме, имеет интегральную аэродинамическую компоновку с плавным сопряжением крыла и фюзеляжа, образующих единый несущий корпус. Конструкция цельнометаллическая с широким применением титановых сплавов. Фюзеляж типа полумонокок с круговым поперечным сечением. Носовая часть отклонена вниз. Лётчик располагается на катапультируемом кресле К_36ДМ, обеспечивающем аварийное покидание самолёта во всём диапазоне высот и скоростей полёта. Самолеты могут быть использованы для перехвата воздушных целей в большом диапазоне высот и скоростей полета, в том числе на фоне земли, и ведения маневренного воздушного боя в любых метеоусловиях днем и ночью. Для успешного выполнения боевых задач на борту установлено современное прицельнонавигационное оборудование.

На машине установили новое крыло с прямой передней кромкой, отклоняемым носком, флаперонами вместо закрылков и элеронов, дополнительной точкой подвески вооружения вместо противофлаттерного груза, сняли аэродинамические перегородки. Законцовки стабилизатора получили новую форму, с них сняли противофлаттерные грузы. Вертикальное оперение перенесли на хвостовые балки. Радиусы сопряжения крыла и фюзеляжа при виде спереди были увеличены. Увеличили внутренний запас топлива. Изменили хвостовую часть фюзеляжа (ХЧФ) - появилась "пика", в которой разместили тормозной парашют (непосредственно на Т-10-17 он еще не был установлен). Шасси также было переделано. Новые основные опоры получили косую ось вращения и боковые замки выпущенного положения. Передняя опора стала убираться вперед, а не назад по полету, как было у первых машин. Самолет оснастили двигателями АЛ-31Ф с верхней коробкой агрегатов и новыми воздухозаборниками с убирающимися защитными сетками. Отделяемая часть фонаря кабины пилота стала открываться вверх- назад. Появился один тормозной щиток на верхней поверхности фюзеляжа вместо двух под центропланом, являвшихся одновременно створками отсеков колес основных опор шасси.



Рисунок 1.5 - Общий вид Су-27

Вооружение: автоматическая одноствольная пушка ГШ-301 (30 мм, 1500 выстр./мин, 150 патронов); ракетное вооружение - до шести УР класса "воздух-воздух" средней дальности типа Р-27, до четырех УР малой дальности Р-73 с тепловой головкой самонаведения (ТГС); бомбы калибром до 500 кг и общей массой до 6000 кг (пакеты ФАБ-250) на четырёх пилонах; неуправляемый реактивный снаряд (НУРС), контейнер малого груза универсальный (КМГУ), выливные баки и прочее неуправляемое оружие класса "воздух-поверхность".

Су-35, ОКБ им. Сухого

Многоцелевой истребитель

Одноместный истребитель Су-35 имеет интегральную аэродинамическую компоновку и выполнен по схеме «триплан» с поворотным передним горизонтальным оперением (ПГО), установленным на наплыве крыла и значительно расширяющим маневренные возможности самолета благодаря уменьшению его балансировочного сопротивления [1, 2]. Это единственный в мире серийный статически неустойчивый истребитель такой схемы. На Су-35 применены аэродинамические усовершенствования, разработанные для палубного варианта Су-27К.

Конструкция выполнена с использованием алюминиево-литиевых сплавов, широко применены КМ. По сравнению с Су-27 усилены стоики шасси, под крылом добавлены два узла внешней подвески. Катапультное кресло К-36 установлено с увеличенным углом наклона спинки.

В килях самолета установлены дополнительные топливные баки. Имеется убирающаяся штанга-топливоприёмник системы дозаправки топливом в полете, расположенная слева перед кабиной.

Вооружение: Су-35 не имеет в настоящее время аналогов по широте применяемого ассортимента вооружения, предназначенного для действия по воздушным, наземным и морским целям. В конфигурации истребителя завоевание в воздухе Су-35 на внешних узлах может нести до 14 ракет - больше, чем любой другой истребитель в мире. Ракетное вооружение размещается на восьми крыльевых точках подвески (шесть под крылом и две на его концах), под мотогондолами и между ними под фюзеляжем. Оно включает УР класса воздух-воздух сверхбольшой, средней и повышенной дальности (Р-27РЭ, Р-27ТЭ, Р-77), а также малой дальности и ближнего боя (Р-73, Р-73М, Р-60М) с активными, полуактивными и пассивными радиолокационными и ИК ГСН.

Рисунок 1.6 - Общий вид Су-35

Для ударов по наземным надводным целям на самолете устанавливаются ракеты с телевизионным, телекомандным, тепловизионным, а также лазерным наведением (Х-25, Х_29, Х-59), противорадиолокационные (Х-31, Х-58 и другие) и противокорабельные крылатые и аэробаллистические ракеты (Х-31А, Х-35, Х-15 и другие), управляемые (калибром до 1500 кг) и свободнопадающие авиабомбы, бомбовые кассеты и НАР. В крыльевом наплыве сохранена встроенная пушка ГШ-30 (30 мм, 1500 выстр./мин).

«Торнадо» ADV

Всепогодный дальний перехватчик

Двухместный cамолет выполнен по нормальной балансировочной схеме с высокорасположенным крылом изменяемой стреловидности [1, 2]. Каждая подвижная консоль крыла по всему размаху снабжена трехсекционными предкрылками и четырехсекционными двухщелевыми закрылками. Перед закрылками на каждой консоли расположены двухсекционные интерцепторы. Элероны отсутствуют.

Вооружение: Одна встроенная пушка справа внизу в передней части фюзеляжа. На подфюзеляжных узлах в полуутопленном положении устанавливаются четыре УР ВАе «Скай Флеш» класса воздух-воздух с полуактивной моноимпульсной ГСН. На каждом из подкрыльных пилонов могут подвешиваться 1-2 УР AIM-9L «Сайдуиндер» с ИК ГСН. Предусмотрена возможность использования до шести УР AIM-120 средней дальности.

Рисунок 1.7 - Общий вид Торнадо



Таблица 1.1

Название самолета	Летные данные	Массовые данные	Данные СУ	Геом. дан.
	Mmax	Hmax, км	Hкр , км	Vпос , км/ч	Vвзл , км/ч	Vy , м/с	Hп, км/мин.	Lmax , км	Lразб, м	Lпорб, м	m0взл, кг	m0макс, кг	mпуст, кг	mц, кг	mт, кг	nэк, чел.	Тип дв-ля	P0, дан	Jдв	Cp, кг/дан*ч	mдв, кг	S, м2	l , м	пк
F-15, 1972	2,5	20,5	18,3	232	280	204	12/2	1900	274	840	20240	30850	12970	2500	6100	1	2PW100-PW-	210770	0,6	0,6	1375	56,5	13,05	45
F-16, 1974	2	16,75	16,75	212		280		3890			11633	17010	8630	5420	3105	1	1F100-PW-220	110810			1444	27,87	10	40
F/A-18, 1978	1,8	15,24	15,24	248		270		3340	430			25400	10454	7030	4925	1	2F404-GE-400	27120				37,16	11,43	20
Су-27, 1975	2,35	20,1	18,5	270	295	300	19/3	1500	550	630	23500	28500	14800	3200	3900	1	2АЛ-21Ф-3АИ	213350	0,66	0,66	1535	62	14,7	42
МиГ-29М, 1984	2,35	21,5	20			300		2000			15100	22300	11600	4500	5835	1	2РД-33К	28630		0,8	980	38,06	11,36	42
Су-35, 1985		18	18			300		4000			25700	34000	18400	8000		1	2АЛ-35ФМ	214000				62	14,7
Торнадо ADV 1979	2,2			213	297	260		1855	760	370		27985	14500	8500	5790	2	2RB199 Mk104	27350					13,91	67

Продолжение таблицы 1.1

	Летные данные	Массовые данные	Данные СУ	Геом. дан.
	Mmax	Hmax, км	Hкр, км	Vпос, км/ч	Vвзл, км/ч	Vy, м/с	Hп, м/с	Lmax, км	Lразб, м	Lпорб, м	m0взл, кг	m0макс, кг	mпуст, кг	mц, кг	mт, кг	nэк, чел.	Тип дв-ля	P0, дан	Jдв	Cp . кг/дан*ч	mдв, кг	S, м2	l , м	пк
min	1,8	15,24	15,24	212	280	204	12/2	1500	274	370	11633	17010	8630	2500	3105	1		2х7120	0,6	0,6	980	27,87	10	20
mid	2,2	18,68	17,8	235	291	274		2640,7	2014	613,33	19234,6	26577,8	13050,5	5592,86	4942,5			2х10290	0,63	0,6866	1333,5	47,265	12,735	42,666
max	2,5	21,5	20	270	297	300	19/3	4000	760	840	25700	34000	18400	8500	6100	2		2х14000	0,66	0,8	1535	62	14,7	67

Таблица 1.2

Название самолета	Геометрические данные	Производные величины
			с,%	LФ, м	ф,м	ф, м	Sмид, м2			кг/дан
F-15	3	3	6	19,05	1,35	14,4	7,1	535	0,5	0,12	0,123	5621	0,35
F-16	3,6	3,2	3	15,03	1,3	11,6	3,75	560	0,65	0,13	0,31	4449,82	0,23
F/A-18	3,5	2,2	5	17,07	1,05	16,25	4,27	670	0,56		0,28	5835,45	0,31
Миг-29М	3,5	4	6	17,27	1,35	12,7	3,0	460	0,79	0,056	0,19	7292,1	0,33
Су-27	3,5	3,4	6	21	1,7	13	6	450	0,8	0,2	0,14	4971,3	0,33
Су-35	3,48	2,6	5,3	22,183	2,4	9,4	5,54	538	0,84		0,24	6020,57	0,3
Торнадо ADV		2,1	3,2	18,68	1,1	16,7	4,67		0,54		0,3	5878,65

Название самолета	Геометрические данные	Производные величины
			с,%	LФ, м	ф,м	ф, м	Sмид, м2			кг/дан
min	3	2,1	3	15,03	1,05	9,4	3	450	0,5	0,056	0,123	4449,82	0,23
mid	3,43	2,93	4,75	18,61	1,466	13,366	4,9	535,5	0,67	0,1265	0,239	5724,11	0,31
max	3,6	3,4	6	22,183	2,4	16,7	7,1	670	0,84	0,2	0,4	7292,1	0.35

1.4 Выбор и обоснование схемы самолета, типа его силовой установки

При выборе схемы будущего самолета необходимо учитывать много противоречивых требований: технологических, эксплуатационных, требований по надежности, живучести, радиолокационной заметности. В то время как первые из этих требований можно обеспечить путем совершенствования конструкции и технологической проработки, требования по чистоте форм (аэродинамика самолета) вступают в противоречие с требованием по снижению радиолокационной заметности. Здесь возможны два пути решения этой проблемы - в пользу первого или второго требования. Самолеты YF-20 и YF-22 разрабатывались по технологии “Стелс” [1, 2], с применением специальных материалов и пилообразных кромок несущих поверхностей. Естественно это отрицательно сказалось на аэродинамических характеристиках и цене самолетов. По другому пути пошли создатели самолетов Су-27 и Миг-29 - машины выполнены из классических материалов (стальные, титановые сплавы, дюраль) и имеют совершенные аэродинамические формы.

Учитывая тот факт, что ближний воздушный бой ведется на дистанции визуального контакта, приходим к выводу, что требование по обеспечению высокой маневренности является доминирующим.

Опираясь на вышесказанное и статистические данные принимаем:

- самолет статически неустойчив и имеет интегральную аэродинамическую компоновку;

- крыло трапецевидное с развитыми передними наплывами, механизация - автоматически отклоняемый носок и закрылки - это позволит осуществлять полет по огибающей поляре и снизить посадочную скорость;

- фюзеляж эллиптического сечения с отклоненной вниз для улучшения обзора из кабины носовой частью;

- силовая установка состоит из двух турбореактивных двигателей с форсажными камерами, расположенными в гондолах под фюзеляжем. Для повышения надежности применяется система автоматического управления воздухозаборниками и запуска двигателей в полете;

- шасси - трехопорное с носовым управляемым колесом. Носовая и основные стойки убираются в фюзеляж;

- для повышения эффективности на сверхзвуковых скоростях горизонтальное оперение - цельноповоротное (ЦПГО);

- вертикальное оперение - с разнесенными килями. Для повышения эффективности ВО на больших углах атаки имеются небольшие подфюзеляжные кили;

- система управления - электродистанционная, четырехканальная, работает совместно с автоматом искусственной устойчивости. Усилия на ручке управления обеспечивает загрузочный автомат;

- бортовой комплекс радиолокационного оборудования согласно назначению самолета составляем из: импульсно-доплеровской помехозащищенной радиолокационной системой (РЛС); работающей совместно с нашлемной системой целеуказания; оптиколокационной станции; станции активных помех; комплекса связи, комплекса пилотажного оборудования;

- комплекс вооружения состоит из встроенной пушки калибра 30 мм и восьми узлов внешней подвески для управляемых ракет класса «воздух-воздух» или ракет ближнего воздушного боя.

Согласно анализа статистических данныхв выбираем оптимальные геометрические параметры проектируемого истребителя. В статистике исследовались следующие параметры: летные, массовые, геометрические данные, данные силовой установки (СУ), а также производные величины. Выбранные параметры представлены в таблице 1.3.

Таблица 1.3

№	Параметр	Обозначение	Величина
1	Удлинение крыла	кр	3,5
2	Сужение крыла	кр	3,4
3	Стреловидность крыла по передней кромке	пккр	42
4	Относительная толщина профиля крыла		0,06
5	Относительная площадь ГО		0,4
6	Удлинение ГО	ГО	3
7	Сужение ГО	ГО	3,3
8	Стреловидность ГО по передней кромке	пкГО	50
9	Относительная толщина профиля ГО		0,045
10	Относительная площадь ВО		0,35
11	Удлинение ВО	ВО	2
12	Сужение ВО	ВО	3,4
13	Стреловидность ВО по передней кромке	пкВО	40
14	Относительная толщина профиля ВО		0,05
15	Удлинение фюзеляжа	Ф	9,35
16	Относительная площадь закрылков		0,14
17	Относительная площадь отклоняемого носка		0,125
18	Относительная площадь элеронов		0,1

1.5 Расчет массы самолета в трех приближениях [4]

Для расчета взлетной массы самолета в трех приближениях будем использовать данные, представленные таблице 1.4.

Таблица 1.4

№	Параметр	Обозначение	Величина
1	Относительная толщина профиля крыла	С	0,06 %
2	Удлинение крыла	LKR	3,5
3	Сужение крыла	TK	3,4
4	Стреловидность крыла по передней кромке	XP	42є
5	Относительная длина закрылка	LZ	0,3
6	Относительная хорда закрылка	BZ	0,3
7	Угол отклонения закрылка	DZB	15є
8	Коэффициент качества закрылка	KZ	0,45
9	Относительный размах предкрылка	LP	0,7
10	Коэффициент качества предкрылка	KP	0,1
11	Прирост коэффициента подъемной силы от механизации	DCY	2
12	Угол атаки при взлете	AOT	10є
13	Число Маха отрыва	MOT	0,24
14	Диаметр фюзеляжа	DF	2,12 м
15	Удлинение фюзеляжа	LF	9,35
16	Нагрузка на мидель	KMI	5000 даН/м2

Окончание таблицы 1.4

№	Параметр	Обозначение	Величина
17	Коэффициент интерференции	KIN	1
18	Коэффициент оперения	KOP	1,35
19	Масса целевая	MKO	2 т
20	Коэффициент полезной отдачи	KOTD	0,09
21	Относительная высота средней аэродинамической хорды	HOT	0,55
22	Относительный размах крыла	LOT	4,95
23	Количество двигателей	ND	2
24	Коэффициент воздухозаборников	ZW	0,96
25	Коэффициент дроссилирования на взлете	ZDO	0,99
26	Коэффициент дроссилирования в полете	ZD	0.85
27	Степень двухконтурности	DM	0,6
28	Расчетное число Маха на дозвуковом полете	MHAB	0,9
29	Максимальное число Маха	MX	2,7
30	Начальная высота полета	HN	8 км
31	Конечная высота полета	HK	12 км
32	Потолок	Hpot	19 км
33	Коэффициент трения пневматиков	FTR	0,02
34	Длина разбега	LR	600 м
35	Коэффициент, отвечающий за герметизацию топливных баков в крыле	KGE	1,05
36	Коэффициент, отвечающий за способ изготовления панелей крыла	KPA	1
37	Коэффициент, отвечающий за геометрию крыла в плане	KNID	1,4
38	Коэффициент, отвечающий за расположение двигателей на самолете	KD	0,91
39	Относительная площадь горизонтального оперения	SGO	0,4
40	Относительная площадь вертикального оперения	SBO	0,35
41	Коэффициент, отвечающий за способ изготовления панелей фюзеляжа	PKD	2
42	Коэффициент, отвечающий за крепление шасси к самолету	KSF	0,01
43	Коэффициент, отвечающий за расположение целевой нагрузки в самолете	KB	0,003
44	Коэффициент, учитывающий расположение двигателей	KSU	0

Расчет ведем с помощью программного обеспечения кафедры 103. Промежуточные данные представлены в приложении А. Таблицы и графики зависимости взлетной массы самолета от удельной нагрузки, стреловидности и скорости полета представлены ниже, в таблицах 1.5, 1.6 и на рисунке 1.8.

Таблица 1.5 - Взлетная масса самолета в первом приближении /тонн/

Xp,гр	8.00	16.00	24.00	32.00	40.00	48.00	56.00	64.00	72.00	80.00	88.00
P,[Дан/м2]
100.0	0.0	0.0	0.0	0.0	0.0	0.0	0.0	0.0	0.0	0.0	0.0
200.0	225.9	147.4	147.2	286.2	0.0	0.0	0.0	0.0	0.0	0.0	0.0
300.0	33.3	31.4	31.8	35.6	49.4	197.6	0.0	0.0	0.0	0.0	0.0
400.0	26.6	25.4	25.6	27.9	35.3	71.9	0.0	0.0	0.0	0.0	0.0
500.0	24.9	23.8	24.0	25.9	32.1	58.7	0.0	0.0	0.0	0.0	0.0

Xp,гр	8.00	16.00	24.00	32.00	40.00	48.00	56.00	64.00	72.00	80.00	88.00
P,[Дан/м2]
600.0	25.1	23.9	24.0	26.0	32.1	58.7	0.0	0.0	0.0	0.0	0.0
700.0	26.2	24.9	25.0	27.2	34.1	66.1	0.0	0.0	0.0	0.0	0.0
800.0	28.4	26.8	26.9	29.4	37.8	83.7	0.0	0.0	0.0	0.0	0.0
900.0	31.6	29.5	29.6	32.7	44.0	126.7	0.0	0.0	0.0	0.0	0.0

Таблица 1.6 - Масса самолета во втором приближении /кг/

Xp,гр.	8.00	16.00	24.00	32.00	40.00	48.00	56.00	64.00	72.00	80.00	88.00
P,[Дан/м2]
100.0	0.00	0.00	0.00	0.00	0.00	0.00	0.00	0.00	0.00	0.00	0.00
200.0	245.25	145.99	144.96	324.30	0.00	0.00	0.00	0.00	0.00	0.00	0.00
300.0	25.43	24.11	24.26	26.89	37.10	179.45	0.00	0.00	0.00	0.00	0.00
400.0	20.02	19.31	19.28	20.73	25.67	53.10	0.00	0.00	0.00	0.00	0.00
500.0	18.89	18.12	18.20	19.41	23.43	42.54	0.00	0.00	0.00	0.00	0.00
600.0	19.18	18.37	18.50	19.67	23.75	43.03	0.00	0.00	0.00	0.00	0.00
700.0	20.36	19.40	19.42	20.81	25.55	49.73	0.00	0.00	0.00	0.00	0.00
800.0	22.34	21.14	21.14	22.84	28.91	65.81	0.00	0.00	0.00	0.00	0.00

Рисунок 1.8 - Зависимость взлетной массы самолета от величины удельной нагрузки на крыло и стреловидности крыла

Определяем ограничения удельной нагрузки на крыло по посадочной скорости и по величине нормальной перегрузки при полёте в турбулентной атмосфере . Ограничение по посадочной скорости определяем по формуле:

; (1.1)

км/ч; ;

дан/м2

Ограничение по величине нормальной перегрузки:

; (1.2)

; (1.3)

;

(км/ч); м/с;

дан/м2

Ограничение по условию отсутствия тряски и сваливания при полете на высотах, близких к предельным определяем по формуле:

; (1.4)

дан/м2

Ограничение по заданной величине радиуса виража:

; (1.5)

дан/м2

По результатам проведенных расчетов и наложенных ограничений на графики взлетной массы определили оптимальную стреловидность , при удельной нагрузке дан/м2 и получили минимальный взлетный вес т.

Коэффициенты относительных масс находим по графикам, затем, умножая на взлетную массу самолета, находим действительные значения массы конструкции, массы силовой установки и массы топлива. Массу целевой нагрузки, массу оборудования и массу экипажа берем из расчетов на ЭВМ. После чего определяем взлетную массу самолета.

; (1.6)

кг.

1.6 Подбор двигателей и проверка длины разбега [4]

Определяем значение оптимальной тяговооружённости самолёта, соответствующей минимальной взлётной массе самолёта и оптимальной удельной нагрузке на крыло.

Оптимальная стартовая тяговооружённость самолёта .

Потребную тягу одного двигателя определяем по формуле:

; (1.7)

дан

По определённой потребной тяге из каталога авиационных двигателей выбираем двигатель: АЛ-31Ф, имеющий следующие характеристики:

Максимальный диаметр-1180 мм.

Длина -4950 мм.

Стартовая тяга-7670 кг.

Масса двигателя-1530 кг.

Степень двухконтурности у = 0,57.

Проверяем выполнение требования по длине разбега:

; (1.8)

м

Так как выполнилось требование , то на этом подбор и проверка двигателя заканчивается.

1.7 Определение и оптимизация проектных параметров самолета и его агрегатов [5]

В связи с тем, что взлетная масса была посчитана в трех приближениях, и при этом ее значение каждый раз менялось, есть необходимость пересчитать геометрические параметры самолета с учетом последнего полученного значения взлетной массы, как наиболее точного.

1.7.1 Определение геометрических параметров крыла

Одним из основных параметров самолета является площадь крыла - S. Площадь крыла находится из зависимости:

; (1.9)

м2;

Определяем размах крыла самолета l:

; (1.10)

м;

Определим корневую - b0 и концевую - bк хорды крыла.

; (1.11)

м;

; (1.12)

м.

Неотъемлемой характеристикой несущих частей самолета является средняя аэродинамическая хорда крыла bA (САХ). При определении САХ, определяется также и ее координаты: