Анализ методов математического моделирования эвакуации пассажиров воздушного судна в аварийной ситуации

,

Для изготовления стенки выбираем материал 1163Т.

Находим - максимальное полезное напряжение сдвига, которое можно получить при данном параметре нагрузки в случае равнопрочной конструкции (стенка и стойки разрушаются одновременно). = 160 МПа. Определяем отношение , на основе которого определяем минимально потребную толщину стенки. Минимально потребную толщину стенки, следует выбрать с учетом минусового допуска. Поэтому, определив минимально потребную толщину стенки, следует выбрать по нормалям лист с учетом минусового допуска:



, мм.

Принимаем мм

Находим отношение , а по нему - оптимальный шаг стоек:

мм, мм

Определяем оптимальное значение относительной затраты материала стойки на стенку, а по ней - потребную минимальную площадь сечения стойки .

, (3.8)

, мм2.

Находим оптимальное значение отношения толщины лапки стойки к толщине стенки и определяем потребное значение толщины лапки, прикрепленной к стенке . Толщина полки стойки, перпендикулярной к стенке, должна быть :

, мм, мм.

Зная потребные площадь стойки и толщины ее полок , выбираем нормаль профиля. Как показывают расчеты и эксперименты для стенок, работающих на сдвиг, наиболее эффективны стойки уголкового сечения, например профили типа Д16Т Пр111 или Д16Т Пр100:

Выбираем профиль: Д16-Т-ПР101-11,

мм2 , H = 20 мм; B = 15 мм; r = 2 мм;

r1 = 0,75 мм; r2 = 1 мм, S1 = 2 мм; S = 1,5 мм.

После того, как окончательно выбрана нормаль стойки, следует определить фактический шаг стоек:

, (3.9)

мм.

Аналогично рассчитываем 2-е и 3-е сечения.

2-е сечение:

Найдем расстояние между центрами тяжести поясов лонжерона:

hэф = 139 мм;

Определим параметр нагруженности на балку: .

Максимальное полезное напряжение сдвига = 163 МПа.

Определяем отношение , на основе которого определяем минимально потребную толщину стенки ,

мм.

Принимаем мм.

Находим отношение , а по нему - оптимальный шаг стоек:

мм, мм.

Определяем оптимальное значение относительной затраты материала стойки на стенку:

, (3.10)

а по ней - потребную минимальную площадь сечения стойки



. (3.11)

; мм2.

Находим оптимальное значение отношения толщины лапки стойки к толщине стенки и определяем потребное значение толщины лапки, прикрепленной к стенке . Толщина полки стойки, перпендикулярной к стенке, должна быть :

, мм, .

Зная потребные площадь стойки и толщины ее полок , выбираем нормаль профиля:

Выбираем профиль: Д16-Т-ПР100-24,

мм2 , H = 12 мм; B = 12 мм; r = 1,6 мм; r1 = 0,8 мм; S = 1,6 мм.

После того, как окончательно выбрана нормаль стойки, следует определить фактический шаг стоек:

, (3.12)

мм.

3-е сечение:

Найдем расстояние между центрами тяжести поясов лонжерона:

hэф = 116 мм.

Определим параметр нагруженности на балку: .

Максимальное полезное напряжение сдвига = 166 МПа.

Определяем отношение , на основе которого определяем минимально потребную толщину стенки

мм.

Принимаем мм, при этом в подкрепляющих стойках нет необходимости.

3.5.3 Проектирование соединений в сборных лонжеронах

3.5.3.1 Соединение стенки с ребром пояса

Обычно пояса лонжеронов соединяют со стенками и обшивкой с помощью заклепок или болтов. Величину усилия, действующего на один крепежный элемент по одной плоскости среза, определяем из условия равновесия участка стенки в зоне стыка с поясом по следующему выражению:

, (3.13)

где - число рядов крепежных элементов;

- шаг крепежных элементов в ряду;

- коэффициент неравномерности распределения касательных напряжений в стенке, принимаемый равным 1,1.

Поскольку , и - величины известные, то, задаваясь шагом заклепок и числом рядов заклепок , следует определить усилие, действующее на одну заклепку, и подобрать материал и диаметр заклепок.

При назначении шага необходимо принимать одно из стандартных значений: 12,5, 15, 17,5, 20, 25, 30, 35, 40 мм, но таким образом, чтобы

.

При назначении шага между рядами t1 выбирают из условия статической прочности стенки по перемычкам между отверстиями крепежных элементов. Если крепежные элементы расположены в шахматном порядке, то должно выполняться условие:

Н.

Выгоднейший шаг t = 15 мм, выберем заклепку работающую на сдвиг диаметром d = 3,5 мм, материал сталь 30ХМА (Рср = 5000 Н).

Аналогично рассчитываем крепёж для 2-го и 3-го сечений.

2-е сечение:

Н.

Выгоднейший шаг t = 15 мм, выберем заклепку, работающую на сдвиг диаметром d = 4 мм, материал сталь15А (Рср = 4400 Н).

3.5.3.2 Соединение стойки с поясом

Соединение стенки и пояса в зоне присоединения подкрепляющей стойки оказывается более нагруженным. Здесь сказываются усилия, действующие на стойку при ее работе в качестве подкрепляющего элемента. Усилие, воспринимаемое одним крепежным элементом по одной плоскости среза в этом соединении, рассчитываем по эмпирической формуле:

, (3.14)

здесь - число крепежных элементов, присоединяющих стойку к ребру пояса.

Н

Выберем заклепку, работающую на сдвиг диаметром d = 4 мм, материал Сталь 15А (Рр = 4400 Н).

Аналогично рассчитываем крепёж для 2-го и 3-го сечений.

2-е сечение:

Н.

Выберем заклепку работающую на сдвиг диаметром d = 4 мм, материал Д16П (Рр = 33140 Н).

3-е сечение:

Н.

Выгоднейший шаг t = 12,5 мм, выберем заклепку, работающую на сдвиг диаметром d = 3 мм, материал таль15А (Рср = 2470 Н).

3.5.3.3 Соединение подкрепляющей стойки со стенкой

В соединении стенки со стойкой чаще всего используют заклепки, которые расположены в один ряд и нагружены усилиями отрыва. Усилие, которое воспринимает одна заклепка в таком соединении, определяют по формуле:

(3.15)

где - шаг крепежных элементов соединения;

- предел прочности материала стенки;

- коэффициент, принимающий значение 0,22 для односторонних стоек, и значение 0,15 - для двухсторонних.

Задаваясь шагом заклепок, определяем усилие отрыва, действующее на одну заклепку:

Н

Выберем заклепку, работающую на отрыв диаметром d = 4 мм, (Рр = 5020).

Аналогично рассчитываем крепёж для 2-го и 3-го сечений.

2-е сечение:

Н.

Выберем заклепку работающую на отрыв диаметром d = 3,5 мм, (Рр = 3950).

3.5.3.4 Соединение пояса с панелью

Крепежные элементы продольных соединений поясов и панелей крыла нагружается потоком касательных усилий, возникающих в результате восприятия кессонной частью крыла крутящего момента. Если известен крутящий момент, усилие среза, действующее на один крепежный элемент, определяют по формуле:

, (3.16)

где - крутящий момент в расчетном сечении крыла;

- шаг крепежных элементов в соединении пояса с панелью;

- удвоенная площадь кессонной части крыла ;

- число рядов крепежных элементов m = 2;

- коэффициент неравномерности, принимаемый равным 1,1.

Величина крутящего момента может быть определена как:

, (3.17)

где - положение центра жесткости крыла в расчетном сечении;

- положение центра давления крыла в расчетном сечении.

Нм,

Н.

Шаг t = 17,5 мм; выберем заклепку, работающую на сдвиг диаметром d = 3,5 мм, материал Д18П. (Pp = 1010 H).

2-е сечение:

Нм,

Н.

Шаг t = 10 мм; выберем заклепку, работающую на сдвиг диаметром d = 2,6 мм, материал Д18П (Pp = 1010 H).

3-е сечение:

Нм,

Н.

Шаг t = 10 мм; выберем заклепку, работающую на сдвиг диаметром d = 2,6 мм, материал Д18П (Pp = 1010 H).

3.6 Исследование влияния параметров агрегата на его массу

Определим влияние положения сечения проектируемого лонжерона на его массу. Для этого необходимо определить площадь поперечного сечения каждого элемента. Умножая площадь поперечного сечения элемента на плотность материала из которого он изготовлен получим линейную массу поперечного сечения лонжерона. Площади поперечных сечений элементов определяем в Cad программе КОМПАС. Массой крепежных элементов будем пренебрегать. Расчет линейных масс поперечных сечений сведем в таблицу 3.2.

Таблица 3.2

Номер сечения	1	2	3
Площадь пояса лонжерона верхнего, м2	110010-6	60010-6	15010-6
Плотность материала верхнего пояса, кг/м3	2780	2780	2780
Линейная масса верхнего пояса, кг/м	3,06	1,67	0,42
Площадь пояса лонжерона нижнего, м2	120010-6	67010-6	16010-6
Плотность материала нижнего пояса, кг/м3	2780	2780	2780
Линейная масса нижнего пояса, кг/м	3,34	1,86	0,45
Площадь стенки, м2	34010-6	19010-6	10010-6
Плотность материала стенки, кг/м3	2780	2780	2780
Линейная масса стенки, кг/м	0,95	0,53	0,28
Суммарная линейная масса сечения, кг/м	7,35	4,03	1,15

3.7 Проектировочный расчет соединений и стыков агрегата с фюзеляжем

Для расчета стыкового узла будем использовать исходные данные, представленные в таблице 3.3.

Таблица 3.3

№	Параметр	Обозначение	Величина
	Плотность материала стыкового узла, кг/м3	RO	7850
	Изгибающий момент в стыковом узле, Нм	MI	116000000
	Высота стыкового узла, м	H	0,197
	Количество проушин	NP	2
	Количество плоскостей среза	NC	4
	Отношение расстояния от оси болта до корневой стойки к диаметру болта	M	1,5
	Коэффициент геометрии проушины	Y	1
	Предельные напряжения материала стыкового узла, МПа	SB	1200000000
	Предельные касательные напряжения материала стыкового узла, МПа	TB	650000000
	Напряжения смятия материала стыкового узла, МПа	SSP	1200000000
	Предельные напряжения материала болта, МПа	SSB	1200000000
	Предельные касательные напряжения материала болта, МПа	TP	650000000

Расчет ведем по программному обеспечению каф. 103. Результаты расчета приведены в табл. 3.4

Таблица 3.4

Высота проушины, м	0,0580
Диаметр стыкового болта, м	0,0203
Расстояние от центра болта до вертикальной стойки, м	0,0305
Расчетная толшина проушины на разрыв, м	0,0156
Расчетная толшина проушины на срез, м	0,0171
Расчетная толшина проушины на смятие, м	0,0118
Принятая толщина проушины, м	0,0171
Масса проушины, кг	0,8310

3.8 Прогнозирование ресурса агрегата в регулярных и нерегулярных зонах

При выполнении проектировочного расчета поясов лонжерона было применено допущение по соотношению напряжений.

Величины расчетных напряжений в поясах лонжеронов для ресурса в 20000 полетов равны:

, .

По заданному уровню расчетных напряжений необходимо определить максимальное значение отношения .

Таким образом прогнозируемый ресурс агрегата составляет 20000 полетов.

3.9 Уточнение геометрических и конструктивных параметров агрегата

При проектировочном расчете для упрощения было принято допущение _ сечение лонжерона прямое, т.е. углы между основными элементами, входящими в состав лонжерона - прямые. Однако конструктивной особенностью данного лонжерона является то, что он располагается очень близко к носку профиля крыла. Именно в этом месте в профиле крыла имеется большая кривизна с уклоном к носку.

Таким образом, необходимо выполнять малковку прямых спроектированных сечений поясов лонжерона. Угол малковки в данном сечении составляет 5є.

3.10 Руководство по технической эксплуатации проектируемого агрегата самолета

Проектируемый лонжерон входит в состав конструктивно-силовой схемы крыла. Так как отдельно от крыла данный агрегат не может эксплуатироваться, то составляется руководство по эксплуатации к крылу.

Снятие и установка крыла.

Предупреждение:

Запрещается установка использованных расерненных болтов и гаек, а также шплинтов, бывших в употреблении.

Болты с крестообразным шлицем заворчивать только отвертками под крестообразный шлиц.

Снятие крыла.

Примечание:

При снятии консоли крыла необходимо отстыковать от фюзеляжа одновременно обе консоли, а за тем отсоединить нужную консоль от другой.

Перед снятием обеих консолей, необходимо подготовить на рабочем месте две тележки для растыковки крыла, гидроподъемники с ложементами, подъемный кран с приспособлением для подъема консоли и необходимый инструмент.

Снятие консолей крыла.

Снять два правых и два левых тандера. Крепеление хвостовых частей нервюр к диафрагме каркаса заднего зализа по шпангоуту, для чего открыть нижние люки в зализе фюзеляжа.

Расшплинтовать, отвернуть гайки и снять болты узлов крепления заднего лонжерона крыла к шпангоуту фюзеляжа.

Вывернуть болты крепеления кронштейна к поперечной балке шпангоута.

Снять контровочную проволоку и вывернуть болты крепления правого и левого бортовых угольников крыла к бортовым угольникам фюзеляжа.

Расшплинтовать и отвернуть корончатые гайки, снять стыковые болты узлов крепления носового лонжерона крыла к шпангоуту фюзеляжа.

Осторожно и равномерно опустить консоли на необходимую величину, пользуясь домкратами на тележке и убрав предварительно гидроподъемники, установленные под консолями. С помощью домкратов тележки установить одну из консолей параллельно земле и вывести крыло из под самолета в сторону поднятой консоли.

Установка крыла.

Перед стыковкой осмотреть консоли, убедиться в отсутствии дефектов и расконсервировать, если они были законсервированы.

Осмотреть стыковые места и узлы на консолях крыла и фюзеляжа, убедиться в их чистоте и отсутствии дефектов.

Установить фюзеляж в линию полета по нивелировочным точкам.

Состыковать обе консоли между собой в порядке, обратном их растыковке.

Произвеси предварительную установку консолей крыла на фюзеляж в порядке обратном их снятию.

Произвести предварительную нивелировку крыла согласно нивелировочному паспорту.

Устранить возможные погрешности путем установки прокладок.

Произвести окончательную нивелировку крыла. Результаты нивелировки занести в нивелировочный паспорт самолета.



4. ИНТЕГРИРОВАННОЕ ПРОЕКТИРОВАНИЕ И КОМПЬЮТЕРНОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ СИСТЕМ САМОЛЕТА

4.1 Проектирование и моделирование силовой установки [12]

4.1.1 Проектирование топливной системы

4.1.1.1 Определение запаса топлива, схемы размещения топливных баков, схемы подачи топлива к двигателям

Принимаем за топливо керосин Т-1, свойства которого приводятся в таблице 4.1.

Таблица 4.1

Марка керосина
Т-1	835			3333

Топливная система самолета является последовательной. Топливо из всех баков с помощью перекачивающих насосов подается в расходные баки (их на самолете 2, так как самолет военный и надо обеспечивать боевую живучесть, установлено 2 двигателя), а из них подается к двигателям. Такая схема дает возможность уменьшить вес конструкции и применить более простую систему управления. Так же при выходе одного расходного бака из строя, с помощью перекрестного питания оба двигателя могут питаться от одного расходного бака, а это повышает живучесть системы. Подача топлива является комбинированной.

После баков топливо проходит по системе к двигателям. Система питания обоих двигателей одинаковая. В системе имеется топливный аккумулятор, фильтры тонкой и грубой очистки, расходомеры, насосы плунжерного типа. Так же установлены расходомеры при входе в топливную автоматику и другие приспособления и агрегаты.

Топливная автоматика - система управления подачи топлива уже непосредственно в двигатель. Так как двигатели на самолете ТРДДФ, то сеть включает в себя питания камеры сгорания, а также форсажной камеры. На входе в топливную автоматику стоит фильтр. В случае если, фильтр забивается или повреждается, в обвод фильтра в системе находится перепускной клапан, на котором установлена фильтровая сетка. После блока фильтрации с помощью насоса высокого давления топливо попадает в форсунки камеры сгорания двигателя. В случае, если самолет выходит на форсажный режим, за насосом высокого давления установлен кран подачи топлива в питающую сеть форсажной камеры.

При остатке в расходных баках 1000 литров загорается в кабине пилотов лампа «ОСТАТОК 1000 Л», а 400 литров в кабине пилота зажигается лампа «Критический остаток топлива» - «КОТ 400 Л».

Найдем максимальный объём топлива, который могут вместить в себя консоли крыла с помощью программы SolidWorks:

VМАХКР = 2,64 м3.

Тогда максимальное количество топлива, которое могут в себя вместить консоли крыла:

, (4.1)

т, (4.2)

где т/м3- плотность топлива.

Остальное топливо поместим в фюзеляжные топливные баки.

Определим количество топлива, необходимое самолёту при дальности полета L = 1800 км и крейсерском режиме: высота полёта Н = 11000 м, скорость полёта V = 900 км/час.

Часовой расход топлива:

, (4.3)

где Р = 76700 Н - тяга двигателя, тогда :

;

кг/час.

Километровый расход топлива

; (4.4)

; кг/км.

Тогда необходимая масса топлива:

; (4.5)

; кг.

После произведенных расчетов принимаем, что масса топлива с необходимым аварийным запасом равна: т.

4.1.1.2 Схема заправки топливом

Общие требования к заправке топливом:

1.Самолеты должны иметь систему централизованной заправки топливом. Допускается заправка сверху - через заливные горловины.

2.Система централизованной заправки должна быть рассчитана на производительность 500 л/мин через каждый приемник (горловину) при давлении заправочного топлива (450 кПа), если нет специальных ограничений на скорость заправки.

3.Система централизованной заправки топливом должна обеспечивать:

- одновременное и раздельное заполнение топливом всех групп баков;

- автоматическое, надежное и дублированное ограничение максимального уровня топлива в баках и предохранение баков и трубопроводов самолета и заправщика от повышения давления в них выше допустимого. При этом недозаправляемый объем баков (до предусмотренной заправки) должен быть минимальным, но в случае необходимости допускается дозаправка через верхние заливные горловины;

- простое и удобное подсоединение с земли заправочных пистолетов топливозаправщиков или шлангов наземных емкостей;

- сохранение в допустимых пределах центра тяжести самолета в процессе заправки;

- освобождение трубопроводов от топлива для предотвращения его выливания при отсоединении пистолета или шланга от приемника заправки.

4.В системе заправки баков топливом должны предусматриваться меры, предупреждающие возникновение электростатических разрядов в топливном пространстве баков.

5.Заборники топлива или входы в насосы подкачки в баках должны оборудоваться защитной сеткой с размером ячейки не более 2.5 мм для исключения возможности попадания в трубопровод случайных предметов.

При заправке топливом самолета обеспечена централизованная заправка и заправка топливом каждого бака по отдельности. При автоматической заправке автоматически фиксируется давление в баке при помощи датчиков заправки. А также обеспечена равномерная централизованная заправка через заправочную горловину централизованной заправки.

Схема заправки топливом показана на рисунке 4.1



Рисунок 4.1 - Схема заправки топливом

4.1.1.3 Расчет топливной системы на высотность

Топливная система рассчитывается на высотность для случаев, когда необходимо проверить работу магистралей подачи топлива к двигателям в наиболее неблагоприятных условиях полёта. К таким случаям относятся

- полёт на высоте максимальной скорости (ниже потолка на 2-3 км);

- полёт на потолке (проверочный расчёт);

- полёт на режиме, соответствующем максимальному расходу топлива (взлётный режим).

1. Основной расчётный случай, соответствующий полёту с максимальной скоростью на высоте, ниже потолка на 2-3 км.

Считается, что двигатель работает на максимальном режиме, скорость полёта максимальна, положение самолёта и перегрузки принимаются наиболее невыгодными по их влиянию на давление перед насосом подкачки на двигателе. Расчёт системы производится для упругости паров , соответствующей максимальной расчётной температуре топлива (не ниже + 40С).

Увеличение температуры топлива приводит к уменьшению плотности топлива, увеличению упругости паров, возрастанию скоростного течения топлива в трубопроводах (что приводит к росту гидравлических сопротивлений).

2. Полёт на потолке (проверочный расчёт). Принимается, что двигатели работают на максимальных режимах, а инерционные потери равны нулю.

3. Полёт на режиме, соответствующем максимальному расходу топлива.

Двигатели работают на максимальном режиме, топливо принимается наиболее вязким, температура воздуха и топлива - минимальной (- 60С). В этом случае гидравлические потери в системе будут максимальными.

Для проектировочного расчёта топливной системы на высотность с известной высотой полёта используется зависимость для давления у входа в подкачивающий насос () на двигателе

, (4.6)

где - давление на расчётной высоте

- давление, создаваемое в баке за счёт скоростного напора на заданной высоте или за счёт системы наддува баков газом

- давление (избыточное), создаваемое подкачивающим насосом бака

, - удельный вес и скорость движения топлива в трубопроводах, соответственно

, - минимальный уровень топлива в баке и уровень расположения подкачивающего насоса на двигателе относительно принятой линии отсчёта

g - ускорение свободно падающего тела

- давление насыщенных паров для заданного топлива

- кавитационный запас давления, необходимый для бескавитационной работы подкачивающего топливного насоса двигателя.

Суммарные потери на гидравлическое сопротивление складываются из сопротивления от трения и местных гидравлических сопротивлений :

, (4.7)

Потери давления из-за сопротивления трения определяются по формуле:

, (4.8)

где - коэффициент сопротивления трения

l - длина трубопровода

, - соответственно удельный вес и скорость движения топлива.

Коэффициент сопротивления трения изменяется в зависимости от режима движения топлива, определяемого числом Рейнольдса:

, (4.9)

где - скорость движения топлива,

- коэффициент кинематической вязкости.

Для ламинарного режима движения топлива, когда , коэффициент сопротивления трения



, (4.10)

Для турбулентного режима движения, когда , коэффициент сопротивления трения

, (4.11)

Местные сопротивления возникают при изменении сечения (скорости) или направления потока, что сопровождается вихреобразованием, изменением поля скоростей по сечению потока и приводит к потерям давления :

, (4.12)

где - скорость топлива (обычно за местом потерь)

- коэффициент местного сопротивления, определяющийся экспериментально.

Инерционные потери давления вызываются силами инерции в топливной магистрали, возникающими при движении самолёта с ускорением, и определяются по формуле

, (4.13)

где - коэффициент перегрузки в направлении соответствующей оси, который определяется исходя из аэродинамического расчёта самолёта

- суммарные проекции на ось i всей длины магистрали.

Для магистрали подачи топлива

, (4.14)

где , , - суммарные проекции на оси x, y, z всей длины магистрали.

Инерционные потери могут быть как положительными, так и отрицательными. В направлении осей x и z перегрузки обычно невелики, но зато длины трубопроводов могут быть большими, в направлении же оси y существенной оказывается перегрузка.

Применительно к подкачивающему насосу, установленному непосредственно на баке, по давлению на входе () должно выполняться условие

, (4.15)

где - потребный кавитационный запас подкачивающего насоса бака.

Расчет системы проводим на ЭВМ.

Результаты занесены в приложение Г.

4.1.2 Схема системы наддува и дренажа топливных баков

Дренажная система самолета служит для поддержания внутри баков давления, гарантирующего надежное питание двигателей топливом, заправку и его слив. Дренажная система должна обеспечивать одинаковое давление во всех баках и сообщение их с атмосферой, а также не должна допускать выброса топлива в дренаж.

На самолете установлено сообщение с атмосферой коллекторного типа.

Заборники дренажной системы находятся в носовой части самолета. На самолете их два, установлены против набегающего потока. Перед попаданием воздуха в систему он проходит дренажный и предохранительный клапан. Система подводит воздух к каждому баку. По всей системе установлены предохранительные клапаны.

Установлено 4 баллона с нейтральным газом. Для обеспечения наддува на режимах полета, где недостаточно давления от скоростного напора набегающего потока. Так же система нейтрального газа работает как противопожарная система, вытесняя кислород из надтопливного пространства бака.

Расчет системы проводим на ЭВМ.

Результаты занесены в приложение Г.

Схема системы наддува и дренажа представлена на рисунке 4.2.

Рисунок 4.2 - Схема системы наддува и дренажа

4.1.3 Противопожарная система

Противопожарная система самолета призвана обеспечивать безопасность самолета при аварийных ситуациях.

Противопожарная система представлена в виде баллонов, в которых находится фреон, и системы трубопроводов. На самолете установлены температурные датчики, и при повышении градиента температуры 1 град/секунду срабатывает электродатчик. Информация об изменении параметров поступает в блок безопасности бортовой центральной электро-вычислительной машины (БЦЭВМ). Команда после БЦЭВМ, срабатывает в течение нескольких миллисекунд и выводит сигнал «ПОЖАР» на табло находящееся в кабине пилота, и подается звуковая информация о пожаре в той или иной секции самолета. Пилот реагирует и включает электроклапан запуска фреона из баллонов. Электроклапан находится в баллоне. В противопожарной сети самолета установлены краны пропуска. (При возникновении пожара в отсеке баков, фреон в отсек двигателей не поступает, что способствует экономии фреона и рациональном его использовании). В системе имеются 2 баллона.

Тушение происходит в таких отсеках:

отсек двигателя,

отсек форсажной камеры.

Схема противопожарной системы представлена на рисунке 4.3.

Рисунок 4.3 - Схема противопожарной системы.



4.1.4 Профилирование воздухозаборника

Системы всасывания состоят из входных устройств (воздухозаборников, диффузоров), механизмов регулирования расхода воздуха и приспособлений для защиты двигателя от попадания в него посторонних предметов.

Входные устройства предназначены для подвода к двигателю потребного количества воздуха. Они могут быть составной частью двигателя или частью конструкции самолета. Эти устройства должны обеспечивать, возможно, большие значения коэффициента сохранения полного давления, малое внешнее сопротивление, достаточную равномерность потока на входе в компрессор, устойчивую и надежную работу двигателя на всех режимах полета ЛА и работы двигателей. При этом они должны обладать малым весом, технологичностью, необходимой прочностью, жесткостью и герметичностью.

Подвод потребного количества воздуха обеспечивается правильным выбором площади входа и изменением ее геометрии в зависимости от режимов работы двигателя и режимов полета ЛА.

Входное устройство должно иметь малые гидравлические потери и лобовое сопротивление. Профиль диффузора выбирают таким, чтобы он имел плавные обводы с большим радиусом кривизны в миделевом сечении.

На самолете установлены прямоугольные воздухозаборники, размещенные под наплывами крыла и оснащенные отклоняемыми сетками от попадания посторонних предметов. Они обеспечивают устойчивую работу двигателей на любых углах атаки, во всем диапазоне полета самолета. Расположение поверхностей торможения воздухозаборника - горизонтальное, для предотвращения попадания пограничного слоя в воздухозаборник клин торможения отодвинут от поверхности несущего корпуса, а между крылом и клином образована щель для слива пограничного слоя. Отсос пограничного слоя осуществляется также через перфорацию на третьей ступени клина.

На воздухозаборнике установлена механизация в виде подвижных панелей регулируемого клина и створки подпитки на нижней поверхности. Регулируемый клин состоит из подвижных передней и задней поверхностей - панелей.

Схемы воздухозаборника представлены на рисунках 4.4 и 4.5.

Рисунок 4.4 - Схема воздухозаборника с тремя скачками № 1

Рисунок 4.5 - Схема воздухозаборника с тремя скачками № 2

4.1.5 Разработка схемы маслосистемы

Масляная система самолета это одна из основных жизненно важных систем силовой установки самолета.

Она предназначена для обеспечения смазки трущихся поверхностей двигателя и отвода тепла от его агрегатов и деталей, вызываемого трением, а также для выноса твердых частиц, которые образуются между трущимися деталями.

Прекращение подачи масла, даже кратковременное, приводит к перегреву двигателя, разрушению его подшипников, заклиниванию валов, отрыву лопаток, полному разрушению двигателя.

Масло в самолетах также может использоваться в качестве рабочей жидкости.

Маслосистема состоит из двух участков: внешнего и внутреннего. Внешний участок - составная часть силовой установки, а внутренний - составная часть непосредственно двигателя.

Масляная система, установленная на самолете, по своей классификации является двухконтурной. Особенностями такой системы является наличие подкачивающего насоса и течение масла по двум контурам: основному и дополнительному.

Схема масляной системы представлена на рисунке 4.6.

Работа масляной системы происходит по такому принципу.

Масло из маслобака емкостью 12,8 л поступает в систему с помощью шестеренчатого насоса. Потом через обратный клапан и с помощью подкачивающего шестеренчатого насоса подается на фильтр тонкой очистки. В районе фильтра тонкой очистки (ФТО) установлены датчики температуры и давления. Датчик температуры подает информацию о температуре масла в БЦЭВМ, откуда показания выводятся на панельную доску в кабине пилота. При повышении температуры за пределы допустимых норм в кабине засвечивается лампочка «ТЕМПЕРАТУРА МАСЛА». Датчик давления контролирует давление в системе и передает информацию по такому же принципу, как и датчик температуры. При повышении давления, срабатывает предохранительный клапан, и масло через него направляется к ФТО. Если давление упало - в кабине пилота загорается лампочка «ДАВЛЕНИЕ МАСЛА ДВ 1», «ДАВЛЕНИЕ МАСЛА ДВ 2» и срабатывает разовая команда на бортовом самописце. Прошедшее через двигатель масло, с помощью откачивающих насосов направляется на фильтр грубой очистки, а после на воздухоотделитель. Отделенный воздух подается в маслобак, а масло идет на радиатор где происходит его охлаждение. В дальнейшем масло подается в контур подачи масла в двигатель или через жиклер в маслобак.

Рисунок 4.6 - Схема масляной системы

4.2 Руководство по эксплуатации проектируемой системы

Силовая установка самолета включает два двухконтурных, турбореактивных двигателя АЛ-31Ф с выносными коробками агрегатов, обеспечивающих запуск двигателей, и энергоснабжение самолетных потребителей, а также самолетных систем, обслуживающих работу силовой установки.

4.2.1 Эксплуатация двигателей и обеспечивающих систем

Двигатель АЛ-31Ф является двухконтурным реактивным двигателем с двухкаскадным осевым компрессором, основной камерой сгорания кольцевого типа, двухступенчатой газовой турбиной, с камерой смешения воздушно-газовых потоков внутреннего и наружного контуров за турбиной, с общей форсажной камерой и всережимным реактивным соплом.

Система регулирования двигателя электронно-гидравлическая. Регулирование параметров двигателя на дроссельных бесфорсажных режимах осуществляется гидравлической частью системы, а на максимальном и форсажном режимах комплексным регулятором двигателя. Регулятор является электронной частью системы регулирования. При отказе автомата регулирование двигателя автоматически переходит на гидравлическую часть с ограничением по оборотам и температуре газов.

Масляная система двигателя автономная, одноконтурная, циркулярного типа, с топливомасляпым радиатором на линии нагнетания. Система предназначена для смазки и охлаждения трущихся поверхностей вращающихся деталей. В состав системы входят маслобак, система нагнетания, а также системы откачки и суфлирования.

Система запуска двигателя обеспечивает:

- запуск двигателя на земле с раскруткой ротора от бортовых или аэродромных источников электроэнергии;

- запуск двигателя в воздухе специальным выключателем;

- запуск двигателя в воздухе (при убранном шасси) от РУД;

- холодную прокрутку двигателя;

- холодную прокрутку газотурбинного двигателя электрического (ГТДЭ);

- автоматический запуск на выбеге системой АЗВ при оборотах H2 < 50 % при положении РУД выше упора малого газа;

- прекращение цикла запуска;

- автоматический встречный запуск основной камеры сгорания при применении оружия;

- автоматический встречный розжиг форсажной каморы в случае погасания форсажа при применении оружия или при помпаже двигателя.

Газотурбинный двигатель ГТДО-117-1, установленный на выносной коробке агрегатов (ВКЛ), предназначен в качестве стартера для раскрутки двигателя. Продолжительность стартерного режима до 50 с.

При отсутствии аэродромных источников электропитания, в исключительных случаях, подготовку и проверку систем и оборудования самолета и запуск ИК-ВК осуществлять от бортовых источников питания при запущенном правом двигателе на оборотах малого газа. Время работы двигателя па режиме малого газа в этом случае должно быть не более 30 мин.

Система управления двигателями предназначена для изменения режимов их работы. Она обеспечивает автономное управление каждым двигателем.

Па каждом ручка управления двигателем (РУД) закреплены две гашетки: задняя, для фиксации в положении МАЛЫЙ ГАЗ и передняя, для фиксации в положениях МАКСИМАЛ, МИНИМ, ФОРСАЖ, ПОЛНЫЙ ФОРСАЖ.

Работа двигателей контролируется по оборотам и температуре газового потока, указатели которых расположены на приборной доске.

Для повышения высотности запуска двигателей в полете и наземного запуска стартера ГТДЭ в силовой установке имеется система кислородной подпитки пусковых блоков. Запас кислорода обеспечивает не менее 5 запусков двигателя в воздухе.

Двигатели оборудованы системой обнаружения и ликвидации помпажа, которая на высоте, равной или более 2000 м, или при числе М ? 0,65 автоматически включаются в работу при помпаже двигателей или при возрастании температуры газов за турбиной на 40-60°С выше допустимой. Отключение системы осуществляется выключателями ОТКЛЮЧЕНИЕ СПИ на щитке самолетных систем № 1 левого пульта.

При срабатывании системы обороты двигателя автоматически снижаются, включается встречный запуск и двигатели выходят на обороты, заданные ГУД (встречный запуск включается на 8-10 с).

При нажатии боевой кнопки блокировка по высоте и числу М снимается на 4 с.

Двигатели оборудованы системой защиты от перегрева при запуске, которая в случае роста температуры свыше 650°C на оборотах менее 85% автоматически вступает в работу и кратковременными отсечками топлива обеспечивает выход двигателя на режим малого газа или (при запуске за пределами рекомендованного диапазона Н и V) поддержание оборотов ниже малого газа, достаточных для обеспечения работоспособности системы управления самолетом без перегрева двигателя.

Двигатели оборудованы системой встречного запуска основной камеры сгорания, предотвращающей останов двигателя при применении оружия. При нажатии боевой кнопки система обеспечивает подачу кислорода в запальные устройства основной камеры сгорания и включение системы зажигания на время 8-12 с. Работа системы ВЗ ОКС сопровождается высвечиванием светосигнализаторов ЗАПУСК обоих двигателей.

Двигатели оборудованы системой встречного розжига форсажа (ВЗ ФК), обеспечивающей автоматический розжиг форсажной камеры в случае её погасания при применении оружия или при помпаже двигателя. Система ВЗ ФК работает в пределах времени работы системы ВЗ ОКС.

Двигатели оборудованы системой автоматического запуска на выбеге, которая вступает в работу при падении оборотов Н2 < 50 %. При этом РУД может находиться в любом положении между упорами МАЛЫЙ ГАЗ и ПОЛНЫЙ ФОРСАЖ.

Двигатели оборудованы системой охлаждения турбин, которая включается автоматически при прохождении одного из 3-х сигналов. Отключается охлаждение при снятии всех трех сигналов. Отключение охлаждения повышает экономичность двигателя при работе на дроссельных режимах.

Для контроля работы двигателей с включенным охлаждением турбины на указателях температуры выходящих газов нанесены желтые риски. Если стрелки совпадают с рисками или находятся левее их, то двигатели работают с отключенным охлаждением турбины (экономический режим). Включение охлаждения турбины определяется по перемещению стрелок (скачком) правее риски на величину Д Т4 ? 50 % при плавном увеличении режимов работы двигателей на Н2 = 91 92 %.

С целью уменьшения разворачивающего момента на самолете установлена система автоматического дросселирования форсажа. Система автомата дросселирования форсажа (АДФ) срабатывает при полете на числах М ? 1,35 в случае самопроизвольного погасания форсажа одного из двигателей и вступления в работу его системы ВЗ ФК, а также в случае уменьшения оборотов одного из двигателей ниже 85 %. При этом система АДФ обеспечивает перевод другого двигателя на минимальный форсаж и автоматическое восстановление заданного РУД форсажного режима после розжига погасшей камеры системой ВЗ ФК или после окончания цикла работы системы ВЗ ФК при условии n2 ? 85 %. В случае, если по окончании цикла работы системы ВЗ ФК (8-12 с) розжига форсажа не произойдёт и при этом обороты булут не более 85 %, другой двигатель останется на минимальном форсаже до уменьшения числа М ниже 1,15 или до отключения системы АДФ выключателем АВТ ДРОС ФОРСАЖА (на М > 1,15).

Механизация воздухозаборников включает электрогидравлическую систему регулирования АРВ-40А и систему защиты воздухозаборников и двигателей от попадания посторонних предметов. Система АРВ-40А предназначена дня управления положением панелей двух раздельных воздухозаборников с целью обеспечения оптимальных характеристик совместной работы воздухозаборников с двигателями.

Управление положением панелей осуществляется:

- на основном канале автоматически по программе в зависимости от приведенных оборотов двигателя с коррекцией по высоте, а также по сигналам от системы регулирования двигателя. Управление панелями начинается при достижении числа М = 1,35, а до этого они в убранном положении;

- на резервном канале автоматически по положению панели другого воздухозаборника;

- в режиме ручного управления от задатчиков ручного управления на указателе положения клиньев в кабине.

Выбор каналов управления осуществляется переключателями воздухозаборников на щитке самолетных систем №1 левого пульта. При отказе системы автоматического регулирования воздухозаборника на УСТ выдается оледущая информация:

ВОЗД ЗАБ ЛЕВ (ПРАВ) НА РЕЗЕРВЕ предупреждает летчика о включении резервного канала;

АВТОМАТ ВОЗД ЗАБ ЛЕВ (ПРАВ) предупреждает летчика об отказе автоматики (выдается также при отказе гидросистемы) и о необходимости перехода на ручное управление, для чего переключатель ВОЗД ЗАБ установить в положение РУЧНОЕ, предварительно совместив стрелку задатчика на указателе с положением панели.

При автоматическом включении системы АРВ-40А в зависимости от температуры наружного воздуха, а также при срабатывании системы высотной коррекции панель воздухозаборника может занимать положение в пределах 050 % скачком.

Для защиты двигателей от попадания посторонних предметов в процессе опробования двигателей на земле, руления, взлета и посадки во входной части воздухозаборников установлены защитные устройства. Они представляют собой сетчатые панели с отверстиями 2,5 x 2,5 мм для прохода воздуха.

Защитные устройства могут работать в автоматическом и ручном режимах.

Самолет оборудован системой предупреждения обледенения СО-121ВМ. Система состоит из датчика, расположенного в левом канале воздухозаборника и блока преобразователя. При попадании самолета в зону обледенения система выдает информацию и автоматически включает систему защиты двигателя от обледенения. При выходе самолета из зоны обледенения система СО-121ВМ выключает защиту двигателя от обледенения.

4.2.2 Эксплуатация топливной системы

Топливная система самолета предназначена для обеспечения питания топливом двигателей на всех режимах работы, а также охлаждения агрегатов и блоков самолетных систем и оборудования.

Топливная система эксплуатируется на топливе РТ, TC-1 или их смесях в любых пропорциях. Топливо размещено в баках № 1 и № 2 левой и правой консолей крыла, в баках № 1 и № 2 фюзеляжа и расходных баках, которые также размещены в фюзеляже.

Предусмотрены следующие варианты заправки самолёта топливом: полная, основная и частичная. При основной заправке заправляются только баки № 1 и № 2 крыла и расходные баки в фюзеляже. При полной заправке заправляются все баки. Заправка баков производится закрытым способом под давлением или открытым через заливные горловины. При частичной заправке баки заправляются открытым способом полностью контроль визуально или контроль по топливомеру. Топливо из баков вырабатывается через расходные баки фюзеляжа автоматически. Порядок выработки топлива регулируется системой топтливоизмерения СТР7-2АК.

Последовательность выработки топлива из баков следующая:

При полной заправке:

- полностью из бака № 1 фюзеляжа,

- полностью из бака № 2 фюзеляжа,

- полностью из баков № 2 крыла,

- полностью из баков № 1 крыла,

- полностью из расходных баков.

При основной заправке:

- полностью из баков № 2 крыла,

- полностью из баков № 1 крыла,

- полностью из расходных баков.

Порядок выработки топлива из баков указан для бесфорсажных режимов работы. На форсажных режимах или режиме аварийного слива допускается подработка топлива из очередного бака до высвечивания на указателе индикатора системы топливомерно-расходомерного (ИСТР) светосигнала об окончании выработки предыдущего бака. Количество подрабатываемого топлива зависит от величины расхода топлива на указанных режимах и продолжительности работы на данном режиме.

Порядок выработки топлива контролируется по индикатору топливомера-расходомера ИСТР2-6К. На индикаторе по шкале "Р" определяется остаток топлива во всех баках, а по шкале "Т" остаток топлива в расходном баке.

При эволюциях самолёта возможно кратковременное высвечивание (погасание) указанных сигналов.

При действии пулевых и отрицательных перегрузок подача топлива к двигателям осуществляется из бачков-аккумуляторов, расположенных в расходных баках.

При действии положительных околонулевых перегрузок подача топлива к двигателям на форсажных и бесфорсажных режимах обеспечивается подкачивающими насосами.

В топливной системе предусмотрен аварийный слив топлива. Включение аварийного слива производится выключателем СЛИВ ТОПЛИВА. Аварийный слив топлива следует выполнять на оборотах двигателя Н2 = 80…90 %, на высотах менее 1100 м и скоростях 360800 км/ч. Контроль за сливом осуществляется по шкалам ИСТР. Прекращение аварийного слива производится отключением выключателя СЛИВ ТОПЛИВА. При остатке топлива 1500 кг и менее происходит автоматическое отключение аварийного слива, после чего необходимо отключить выключатель СЛИВ ТОПЛИВА.



4.2.3 Эксплуатация системы пожаротушения

Система пожаротушения предназначена для обнаружения и тушения пожара в двигательных отсеках фюзеляжа. Система одноразового действия.

Сигнализация о пожаре осуществляется системой СПС, которая состоит из шестиканального исполнительного блока и 23 термодатчиков. На самолёте установлено две системы СПС (по одной на каждый двигательный отсек).

При достижении определённого значения температуры в любом из двигательных отсеков на левом пульте кабины загорается лампа ПОЖР ЛЕВ (ПРАВ) ДВИГАТ, на приборной доске начнёт мигать сигнальная лампа ПОЖР и прослушивается в телефонах речевая информация "Пожар левого (правого) двигателя".

Средства, тушения пожара включают:

- две кнопки пожаротушения;

- огнетушитель;

- систему трубопроводов и коллекторов.



Экономический раздел

5 РАСЧЕТ ХАРАКТЕРИСТИК ЭКОНОМИЧЕСКОЙ ЭФФЕКТИВНОСТИ [13]

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

Структурная схема последовательности составления бизнес - плана представлена на рисунке 5.1



Рисунок 4.1 Бизнес-план авиационного предприятия

5.1.1 История фирмы и характеристика самолета

К разработке перспективного истребителя нового поколения в отделе конструкторского бюро (ОКБ) Сухого приступили в 1969 году. Необходимо было учесть, что назначение создаваемого самолета - борьба за превосходство в воздухе и что тактика включает ближний маневренный бой, который к тому времени был снова признан основным элементом боевого применения истребителя.

Смолет был построен и 20 мая 1977 г. шеф-пилот ОКБ П.О. Сухого заслуженный летчик-испытатель Герой Советского Союза В.С. Ильюшин поднял в воздух опытный самолет Т-10-1 (кодовое обозначение НАТО _ Flanker-A). Самолет имел развитый наплыв и крыло оживальной формы в плане. Заднюю кромку занимала стандартная механизация - элерон и закрылок, а на законцовках крыла размещались противофлаттерные грузы. Аналогичные грузы установлены на горизонтальном и вертикальном оперениях. Кили размещены на верхних поверхностях мотогондол. Радиопрозрачный обтекатель РЛС на Т_10_1 несколько короче, чем на серийных машинах, а обслуживание аппаратуры осуществляется через люки на боковой поверхности носовой части фюзеляжа (НЧФ). Фонарь кабины пилота сдвигается назад по направляющим. Так как двигателей АЛ_31Ф с верхней коробкой агрегатов, на установку которых был рассчитан самолет, еще не было, на этой машине и ряде других опытных самолётов (Т-10-2, Т-10-5, Т-10-6, Т-10-9, Т-10-10, Т-10-11) были установлены ТРД АЛ-21Ф-3АИ с нижней коробкой (использующиеся на других самолётах фирмы: Су-17, Су-24). На других опытных самолётах и серийных машинах применены АЛ-31Ф.

После прихода М.П. Симонова к руководству темой, а затем и ОКБ Сухого были проведены испытания по тем временам совершенно "экзотических" вариантов компоновки самолета: с крыльями отрицательной стреловидности, с ПГО; выполнено моделирование работы двигателей. Очень много опытов проводилось по поиску средств обеспечения непосредственного управления подъемной и боковой силами.

В кратчайшие сроки была разработана новая машина, в конструкции которой были учтены опыт разработки Т-10 и полученные экспериментальные данные. 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 ХЧФ _ появилась "пика", в которой разместили тормозной парашют. 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.

Полученные при испытаниях данные показали, что был создан действительно уникальный самолёт, по многим параметрам не имеющий аналогов в мире. 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 _ 6ДМ, обеспечивающем аварийное покидание самолёта во всём диапазоне высот и скоростей полёта.

При принятии на вооружение самолет получил обозначение Су-27. Все серийное производство Су-27 выполнялось авиационным заводом им. Ю.А. Гагарина в Комсомольске-на-Амуре (ныне КнААПО) под шифром Т-10С. Из 450 самолетов-перехватчиков Су-27, которыми располагали к началу 1996 г. Вооруженные Силы РФ, более 300 находятся в составе авиации ПВО.

5.1.2 Анализ рынка сбыта

Данный самолет относится к классу боевых самолетов поколения 4++. Особенностью данных самолетов является высокая маневренность, большая сверхзвуковая скорость. На данных самолетах применяется компьютерная система управления, облегчающая пилоту управление самолетом, а также ведение боевых действий. В отличие от самолетов 5 поколения на самолетах данного типа уделяется мало внимания радиолакационной заметности. Такой подход снижает эффективность применения данного самолета. Вместе с тем, этот факт говорит о том, что стоимость такого самолета будет значительно ниже, чем у самолетов 5 поколения. Таким образом, потенциальными покупателями являются страны с развивающейся экономикой, которые не имеют собственного производства авиационной техники.

В качестве примера можно рассмотреть продажи самолета аналагичного класса Су_27.

В начале 90-х были заключены контракты на поставку коммерческого варианта Су _ 27 (Су-27СК, в ОКБ - Т-10СК) в Китай (24 шт. на сумму 35 млн. долларов) и Вьетнам, а позже подписан контракт на продажу лицензии по производству Су-27СК в Китае. Имеется следующая информация о количестве Су-27 в других странах: Китай имеет 46, Индия - 8, Вьетнам - 6, Казахстан - 20, Украина - 66. Отличия коммерческого варианта от обычного серийного самолета заключаются только в бортовом радиолокационном оборудовании (БРЭО) и вооружении. В последнее время появилось еще одно название - Су-27МСК (Су-27СК модернизированный). Эту машину предлагает непосредственно КнААПО как развитие коммерческого варианта с расширенными возможностями работы по наземным целям.



5.1.3 Маркетинг

5.1.3.1 Форма сбыта

Самолет будет сбываться способом прямых продаж. Так как цена самолета достаточно высокая, а ориентировочный рынок сбыта страны с развивающейся экономикой, то вероятнее всего покупатели будут брать кредит у страны поставщика.

На предприятии существует соответствующая служба - отдел сбыта и отдел внешнеэкономических связей. Здесь проводятся детальные исследования рынков, прорабатываются варианты возможных партнеров и налаживаются связи. В результате переговоров заключается договор о поставке товара к определенному сроку, в определенном количестве, по определенной цене и соответствующего качества. Учитываются гарантийный ресурс эксплуатации авиационной техники, комплектация и дополнительное оснащение каждого самолета.

5.1.3.2 Реклама

Для успешного продвижения товара на рынке необходимо сделать соответствующую рекламу.

Рекламу рассматривают, как информацию о потребительских свойствах товара, как вид коммуникативной связи между производителем и потребителем. Это средство формирования спроса, для того, чтобы дать информацию о свойствах товара и возбудить у возможных покупателей интерес и положительное отношение к этому товару и производителю.

Формы рекламы, приемлемые для данного самолета:

- реклама в Internet (Web сервер);

- печатная реклама;

- реклама в прессе и на телевидении;

- фирменные издания, красочные иллюстрации с необходимыми характеристиками в престижных мировых авиационных каталогах;

- книги, фотоальбомы, значки;

- наружная реклама - плакаты, вывески;

- участие в международных авиасалонах и авиашоу.

5.1.3.3 Кадры и управление

Необходимая квалификация рабочих определяется из опыта работы и сложности выполняемых работ.

Штат работников цехов предприятия формируется следующим образом:

- бюро труда и зарплаты цеха рассчитывает необходимое количество основных и вспомогательных рабочих, инженерно технический работник и младший обслуживающий персонал, подают заявку на необходимых работников в отдел кадров завода;