Весовое проектирование магистральных самолетов

Порядок действий в методике по Реймеру соответствует очередности изложения материала в /5/. В первую очередь определяется предварительное значение тяговооруженности при неизвестной нагрузке на крыло, затем на основе полученного значения тяговооруженности вычисляется удельная нагрузка на крыло, которая используется для расчета итогового значения тяговооруженности из условия набора высоты при отказавшем двигателе. На следующем этапе расчетов проводится проверка выполнения требований к величине удельной нагрузки на крыло с новым значением тяговооруженности. После определения основных параметров самолета проводится расчет массы самолета в первом и втором приближениях.

2.2 Анализ полученных результатов

2.2.1 Результаты оценки удельной нагрузки на крыло

Реальные значения удельной нагрузки на крыло для рассматриваемых прототипов имеют следующие значения: для Ту-154 511 даН/м2; для Ту-204 550 даН/м2; для Ил-96-300 600 даН/м2.

В соответствии с методой Егера были получены следующие результаты: для проекта по прототипу Ту-154 571 даН/м2. Критическим условием для данного проекта является обеспечение посадки. Завышенная расчетная удельная нагрузка на крыло может быть объяснена нереально высоким значением коэффициента максимальной подъемной силы при посадке =2,7, которое, в соответствии с рекомендациями /1/, используется в расчетах.

Для проекта по прототипу Ту-204 498,5 даН/м2 . Относительно низкое значение удельной нагрузки на крыло является следствием требования к невысокой скорости захода на посадку 245 км/час. Данное значение удельной нагрузки на крыло получено из предположения, что коэффициент максимальной подъемной силы при посадке составляет 2,9, таким образом, мы видим, что для достижения приемлемых значений удельной нагрузки на крыло при неизменных требованиях к взлетно - посадочным характеристикам самолета, необходимо использовать мощную механизацию.

Для проекта по прототипу Ил-96-300 690 даН/м2. Для данного проекта критическим условием является обеспечение заданной величины скорости захода на посадку. При расчетах было принято, что коэффициент максимальной подъемной силы равен 2,9. Следует отметить, что достижение столь высоких значений коэффициента максимальной подъемной силы на практике крайне сомнительно. Относительно высокое значение удельной нагрузки на крыло по условию обеспечения крейсерского полета (703 даН/м2) является следствием большого запаса топлива: к концу полета масса самолета уменьшается почти в 1,5 раза.

Методика по Торенбику позволяет получить следующие значения удельной нагрузки на крыло: для проекта по прототипу Ту-154 514,5 даН/м2, что является наиболее близкой величиной к реальной нагрузке на крыло; для проекта по прототипу Ту-204 454 даН/м2; для проекта по прототипу Ил-96-300 550 даН/м2. Для всех проектов критическим случаем является обеспечение посадочной дистанции. Для данной методики видна общая тенденция к несколько заниженным значениям удельной нагрузки на крыло. Возможной причиной заниженной оценки является статистический характер формул. Даже в рамках данной дипломной работы видно, что диапазон реактивных магистральных самолетов огромен, и учесть основные отличия проекта дальнемагистрального широкофюзеляжного самолета от самолетов среднего класса невозможно. Значения удельной нагрузки на крыло для проектов по прототипам Ту-204 и Ил-96-300 получены при оптимистичной оценке коэффициента максимальной подъемной силы 2,9.

В соответствии с методикой Реймера получаем следующие величины удельной нагрузки на крыло: для проекта по прототипу Ту-154 465 даН/м2; для проекта по прототипу Ту-204 466,5 даН/м2; для проекта по прототипу Ил-96-300 498 даН/м2.

Мы видим, что методика Реймера дает явно заниженные результаты по всем проектам самолетов. Следует заметить, что во всех случаях критическим условием является обеспечение крейсерского полета. Значения удельной нагрузки, полученные в соответствии с данным условием, являются оптимальными для условий крейсерского режима, на практике же можно пожертвовать минимальным сопротивлением в условиях крейсерского полета с тем, чтобы рациональные характеристики проектируемого самолета. Таким образом, мы можем игнорировать значение удельной нагрузки на крыло по данному условию. В приложении Ж представлены некоторые результаты расчетов, на основании которых можно сделать вывод, какие изменения повлечет за собой выбор более высокой нагрузки на крыло без учета условия обеспечения оптимального крейсерского режима.

На основании приведенных в приложении Ж результатов можем сделать вывод, что без учета крейсерского режима методика Реймера позволяет получить вполне приемлемые значения удельной нагрузки на крыло, которые весьма в высокой степени соответствуют реальным значениям.

2.2.2 Результаты определения тяговооруженности самолета

Для реальных самолетов значения тяговооруженности составляют следующие значения: для Ту-154 0,35; для Ту-204 0,34; для Ил-96-300 0,3.

В соответствии с результатами, представленными в приложениях А, Б, В методика Егера позволяет получить следующие значения тяговооруженности: для проекта по прототипу Ту-154 0,375. Для данного проекта критическим условием является обеспечение дистанции разбега, в соответствии с которым тяговооруженность определяется выбранной удельной нагрузкой на крыло. Выше было указано, что для данного проекта было получено завышенное значение нагрузки на крыло, следствием чего явилось высокое значение тяговооруженности. Для проекта по прототипу Ту-204 0,322, критическим условием является отказ двигателя при наборе высоты. Для проекта по прототипу Ил-96-300 0,331, критическим условием является обеспечение длины разбега, и, аналогично проекту по прототипу Ту-154, причиной завышенной оценки тяговооруженности стала высокая удельная нагрузка на крыло.

На основе проведенного анализа можем сделать вывод, что методика Егера позволяет получить приемлемые значения тяговооруженности, хотя и несколько завышенные вследствие нереально высоких статистических коэффициентов максимальной подъемной силы во взлетно-посадочных условиях. Данный пункт методики Егера требует корректировки.

Методика Торенбика дает несколько заниженные результаты: для проекта по прототипу Ту-154 0,261; для проекта по прототипу Ту-204 0,286; для проекта по прототипу Ил-96-300 0,239. Для проекта по прототипу Ил-96-300 критическим условием является обеспечение крейсерского полета, для проектов по прототипам Ту-154 и Ту-204 - отказ двигателя при наборе высоты. Причины несоответствия расчетных величин реальным в данной методе очень трудно поддаются анализу, т.к. формулы содержат огромное количество коэффициентов и величин, значения которых были получены на основе обработки статистических данных. Недостатки подобного подхода были указаны выше.

В соответствии с методикой Реймера также получаем несколько заниженные значения тяговооруженности: для проекта по прототипу Ту-154 0,283, для проекта по прототипу Ту-204 0,3, для проекта по прототипу Ил-96-300 0,277. Критическим условием во всех случаях является обеспечение крейсерского полета. Низкие результаты не могут быть объяснены заниженной оценкой удельной нагрузки на крыло, о которой говорилось в 2.1.1. Из результатов, представленных в приложении Ж, видно, что при расчете с более высокой удельной нагрузкой (без учета крейсерского режима) значение тяговооруженности по условию набора высоты при отказе двигателя, которое зависит от величины удельной нагрузки на крыло, все равно остается ниже, чем в соответствии с требованиями к крейсерскому полету.

На основе проведенного анализа можем сделать вывод, что наиболее приемлемую и стабильную оценку тяговооруженности дает методика Егера.

2.2.3 Выводы о результатах определения основных параметров проектируемых самолетов

Проведенный анализ свидетельствует о том, что методика Торенбика позволяет получить несколько заниженные значения удельной нагрузки на крыло. Относительно методики Реймера подобное утверждение справедливо с оговорками, которые были указаны выше. С учетом того, что значения тяговооруженности для данных методик также получаются низкими, можно сделать вывод, что рассматриваемые подходы дают заниженную оценку основных параметров самолета.

Данные факты крайне нежелательны на этапе первоначального проектирования, особенно с учетом той закономерности, что в процессе доводок масса самолета, как правило, увеличивается. Таким образом, выбранные двигатели могут оказаться недостаточными для выполнения всех установленных ТТТ к проекту самолета. С одной стороны, низкие значения тяговооруженности ведут к снижению массы силовой установки, но, с другой стороны, высокая тяговооруженность обеспечивает возможность уменьшения режима работы двигателей после взлета, что снижает шум в районе аэропорта. Кроме того, высокая тяговооруженность позволяет получить более быстрый набор высоты и меньшие потери в расходе топлива на этом режиме, а также возможность полета на больших высотах.

Низкая удельная нагрузка на крыло ведет к увеличению размеров и массы самолета, но в результате увеличения нагрузки на крыло ухудшаются взлетно-посадочные характеристики проекта. Для габаритных дальнемагистральных самолетов типа Ил-96-300 увеличение удельной нагрузки на крыло является необходимостью с целью преодоления закона «квадрата и куба», так как, при сохранении уровня напряжений в конструкции и при неизменной нагрузке на крыло масса конструкции крыла увеличивалась бы пропорционально кубу коэффициента увеличения геометрических размеров крыла. Уменьшение массы крыла в данном случае возможно через увеличение удельной нагрузки на крыло.

На основании проведенного анализа делаем вывод, что наиболее оптимальной методикой для оценки основных параметров самолета является методика Егера, которая позволяет получить приемлемые результаты и в должной степени учесть особенности проектируемых самолетов. Для данной методики следует отметить необходимость корректировки статистических значений коэффициентов максимальной подъемной силы во взлетно-посадочных условиях.

2.2.4 Определение взлетной массы в первом приближении

Результаты расчетов взлетной массы первого приближения представлены в Приложениях А, Б, В.

Для первоначальной оценки взлетной массы самолета в соответствии с методикой Егера необходимо определение относительных масс конструкции самолета, силовой установки, оборудования и топливной системы. Для нахождения данных величин используется статистика, представленная в /1/, или статистические формулы (1.1.16 - 1.1.19). Исходя из опыта выполнения курсовых работ, а также данной дипломной работы, можно сделать вывод, что для некоторых типов самолетов, в частности для тяжелых дальнемагистаральных, данные формулы не способны дать верный результат. Например, относительная масса топливной системы для проекта по прототипу Ил-96-300 при расчете по формуле 1.1.19 составляет 0,58, из чего следует вывод, что существование самолета с заданными параметрами невозможно. Также ошибочные результаты дает формула для определения относительной массы оборудования (см. Приложение Б, Таблица Б.5). Таким образом, данные статистические формулы требуют уточнения и корректировки. В соответствии с методикой Егера взлетная масса проекта по прототипу Ту-154 составляет 82500 кг, проекта по прототипу Ту-204 - 96732,2 кг, проекта по прототипу Ил-96-300 - 201639,4 кг. Результаты расчетов имеют правдоподобные значения, но взлетная масса проекта по прототипу Ту-204 несколько превышает значение взлетной массы реального Ту-204 (94000 кг). Данное завышение явилось следствием завышенной статистической оценки относительной массы конструкции, которая в соответствии с рассматриваемой методикой превышает 30%.

Для проекта по прототипу Ил-96-300 первоначально установленные двигатели ПС-90А не достаточны для удовлетворения требований к проекту. Данный факт явился следствием завышенной оценки тяговооруженности, о которой упоминалось выше. Для проекта по прототипу Ил-96-300 предусматривается установка двигателей Роллс - Ройс RB211-22, у которых взлетная тяга равна 19050 даН, а удельный расход топлива на крейсерском режиме равен 0,61 кг/кгс*час. Высокий удельный расход топлива ведет к увеличению массы топлива, расходуемой на полет.

Характеристики рассматриваемых в данной дипломной работе двигателей представлены в Приложении К.

В методике Торенбика для определения взлетной массы в первом приближении также используется статистика: массу несъемного оборудования для всех транспортных самолетов принимают равной 500 кг, а масса пустого самолета определяется размерами фюзеляжа по статистической зависимости, представленной в /4/. Расчет относительной массы топлива ведется в соответствии с уравнением Бреге.

По данной методике были получены следующие величины взлетной массы: для проекта по прототипу Ту-154 взлетная масса равна 74921,8 кг, для проекта по прототипу Ту-204 - 75659,6 кг, для проекта по прототипу Ил-96-300 - 195190,7 кг. Мы видим, что расчетные значения взлетной массы несколько меньше реальных, что можно объяснить заниженной оценкой относительной массы топлива, которая имеет место в данной методике.

В соответствии с методикой Реймера взлетная масса в первом приближении для проекта по прототипу Ту-154 составляет 81031,8 кг, для проекта по прототипу Ту-204 - 77526,5 кг, для проекта по прототипу Ил-96-300 - 225279,3 кг. В соответствии с рассматриваемой методикой для определения взлетной массы самолета необходима оценка относительной массы топлива на основе коэффициентов массы самолета на различных этапах полета, а также оценка относительной массы пустого снаряженного самолета по статистической формуле (1.3.14). Метод оценки массы топлива с помощью коэффициентов массы дает весьма реалистичные результаты и позволяет учесть специфичные требования к профилю полета и продолжительности режима ожидания, кроме того, он очень прост и удобен в применении. Статистическая формула для оценки относительной массы пустого самолета дает завышенные результаты для тяжелых дальнемагистральных самолетов, что ведет к большому расхождению между значениями взлетных масс в первом и втором приближениях. Например, для проекта по прототипу Ил-96-300 относительная масса пустого снаряженного самолета в первом приближении составляет 0,4917, а при расчете во втором приближении эта величина получается равной 0,4713. В результате завышения относительной массы пустого самолета величина взлетной массы проекта по прототипу Ил-96-300 превышает реальную взлетную массу самолета Ил-96-300. Таким образом, данная формула требует уточнения и корректировки.

На основе проведенного анализа делаем вывод, что наиболее приемлемым подходом для определения взлетной массы самолета в первом приближении является методика Реймера, так как она позволяет получить приемлемые результаты и наиболее проста. Недостатком является оценка относительной массы пустого самолета, которая определяется статистической зависимостью. Вполне очевидно, что на основе обработки статистических данных невозможно разработать уравнение, позволяющее получить точные значения для всех реактивных магистральных самолетов, так как даже в рамках данной дипломной работы видно, что диапазон таких самолетов огромен.

2.2.5 Определение взлетной массы во втором приближении

Расчет взлетной массы во втором приближении ведется на основе значения взлетной массы в первом приближении.

В соответствии с методикой Егера вычисляются относительные массы основных агрегатов и отдельных групп оборудования по статистическим зависимостям. Основным недостатком данной методики является определение относительной массы оборудования и силовой установки для всей группы в целом, а затем разделение по составляющим, которое, по большому счету, не имеет смысла. Данный подход ведет к тому, что ошибки в статистическом определении массы оборудования в первом приближении переходят в расчет во втором приближении.

Расчет взлетной массы во втором приближении в соответствии с рассматриваемой методикой дает следующие результаты: для проекта по прототипу Ту-154 взлетная масса равна 84235,6 кг, для проекта по прототипу Ту-204 - 92467,25 кг, для проекта по прототипу Ил-96-300 - 218755,9 кг. Итоговые весовые сводки представлены в приложениях А, Б, В.

Определение взлетной массы во втором приближении в соответствии с методикой Торенбика проводится в виде расчета абсолютных масс основных агрегатов самолета, за исключением крыла, масса которого вычисляется в относительной форме, и составляющих элементов групп самолета. В ходе проведения расчетов были обнаружены некоторые неточности и ошибки в статистических формулах, которые обсуждались в разделе 1.2. В ПРИЛОЖЕНИИ И представлены некоторые результаты расчетов по формулам, представленным в /4/, и по их видоизмененной форме.

В соответствии с рассматриваемой методикой были получены следующие результаты: взлетная масса во втором приближении для проекта по прототипу Ту-154 составляет 78990,9 кг, для проекта по прототипу Ту-204 - 78929,7 кг, для проекта по прототипу Ил-96-300 - 203752,9 кг. Невысокие значения взлетных масс для проектов по прототипам Ту-154 и Ту-204 объясняются вышеуказанной заниженной оценкой массы топлива.

В соответствии с методикой Реймера определение взлетной массы во втором приближении основано на вычислении абсолютных масс основных агрегатов самолета и составляющих элементов силовой установки и оборудования. Отличительной особенностью данной методики является подробное разделение на компоненты отдельных групп весовой сводки самолета, а также вполне обоснованная независимость некоторых элементов группы оборудования от взлетной массы. Например, масса электрооборудования определяется его мощностью и длиной электропроводки (расстояние от генераторов до кабины экипажа), а масса гидравлической системы зависит от размеров самолета и количества функций, выполняемых органами управления. Таким образом, в соответствии с данной методикой возможна более объективная оценка массы оборудования и силовой установки с учетом современных тенденций миниатюризации технических приборов.

Методика по Реймеру позволяет получить следующие значения взлетной массы во втором приближении: для проекта по прототипу Ту-154 взлетная масса равна 79838,2 кг, для проекта по прототипу Ту-204 - 73315,9 кг, для проекта по прототипу Ил-96-300 - 214815,97 кг.

Расчетные значения взлетных масс для проектов по прототипам Ту-154 и Ту-204 значительно ниже реальных. Низкие значения взлетных масс в комбинации с заниженной оценкой тяговооруженности, о которой упоминалось выше, ведет к тому, что тяга первоначально установленных двигателей в большой степени избыточна для рассматриваемых проектов, и существует возможность поставить менее мощный двигатель. Данная ситуация опасна в том плане, что если дальнейшие детальные расчеты покажут, что взлетная масса должна быть увеличена, то это может привести к необходимости перерасчета всех параметров самолета с самого начала, так как резервы по тяге могут оказаться недостаточными. Анализ весовых сводок позволяет сделать следующие выводы: методика Реймера позволяет получить для всех проектов весьма точные результаты по массе конструкции и силовой установки; масса оборудования в среднем в два раза меньше, чем по оценкам методик Егера и Торенбика.

Результаты расчетов основных параметров проектируемых самолетов и их взлетной массы представлены в виде диаграмм и входят в состав графической документации к данному дипломному проекту.

Анализ трех рассмотренных методик, а также результатов расчетов основных параметров и взлетной массы самолетов проводился с целью разработки новой методики, которая, по возможности, исключала бы все недостатки вышеприведенных подходов.

3. РАЗРАБОТКА УТОЧНЕННОЙ МЕТОДИКИ РАСЧЕТА ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ САМОЛЕТА

В процессе анализа были сделаны следующие выводы: оптимальной методикой для оценки основных параметров самолета является методика Егера, расчет взлетной массы в первом и втором приближениях имеет смысл проводить по методике Реймера. Таким образом, с учетом результатов, полученных по методикам Егера и Реймера, новая метода позволит получить более точные значения основных технических параметров самолета: удельной нагрузки на крыло и тяговооруженности, а также вычислить взлетную массу проектируемых самолетов наиболее объективным способом. Результаты расчетов представлены в приложении Л.

Предлагаемая методика предусматривает следующий порядок выбора основных параметров самолета:

3.1 Выбор удельной нагрузки на крыло и типа механизации крыла

Величина удельной нагрузки на крыло выбирается с учетом ее влияния на основные качества самолета и должна удовлетворять следующим условиям:

Обеспечение заданной скорости захода на посадку /1/:

, (3.1.1)

где берется по статистике в зависимости от системы механизации крыла:

Для эффективной механизации

Для слабой механизации .

Обеспечение крейсерского полета /1/:

, (3.1.2)

где берется для скорости, соответствующей числу М=1 на заданной высоте полета (или соответствует величине - скорости звука на этой высоте);

, (3.1.3)

где

(3.1.4)

Коэффициент сопротивления при нулевой подъемной силе может быть определен по приближенной формуле (3.1.5) /2/:

(3.1.5)

Эффективное удлинение крыла /2/:

(3.1.6)

Относительная масса топлива определяется из уравнения /5/:

, (3.1.7)

Где

/1/

, (3.1.8)

где параметр в дозвуковой зоне может быть выражен как

, (3.1.9)

где К = 1,02 для трапециевидных крыльев с /2/.

За расчетное значение удельной нагрузки на крыло принимается наименьшее из значений:

(, )

Вычисленную удельную нагрузку на крыло следует сравнить со статистическими данными для аналогичных самолетов. В случае больших расхождений необходимо пересмотреть ТТТ.

3.2 Определение потребной тяговооруженности самолета

Для реактивных магистральных самолетов следует рассмотреть следующие условия выбора потребной тяговооруженности:

условие набора высоты при одном отказавшем двигателе /1/:

, (3.2.1)

где задается НЛГС-2 для соответствующего числа двигателей;

/4/;

- аэродинамическое качество самолета при разбеге, = 8...10 для дозвуковых самолетов /1/.

На расчетном этапе полета (механизация крыла отклонена во взлетное положение, шасси убрано) градиент набора должен составлять значения, указанные в Таблице 3.2.1 /1/.

Таблица 3.2.1 - Значения градиента набора высоты на расчетном этапе полета

2	0,024
3	0,027
4	0,030

условие обеспечения горизонтального полета /1/:

При полете на высоте

, (3.2.2)

где - относительная плотность воздуха на высоте Н;

- коэффициент, учитывающий изменение тяги по скорости полета /1/:

, (3.2.3)

- коэффициент, учитывающий степень дросселирования двигателя. Обычно он принимается равным 0,8...0,9 /1/.

условие обеспечения полета на потолке /1/:

, (3.2.4)

где коэффициент рассчитывается для скорости

.

условие обеспечения заданной длины разбега самолета при взлете /1/:

, (3.2.5)

где , и берутся по статистике;

можно принимать:

= 1,9...2,1 - при эффективной механизации крыла;

= 1,3...1,5 - при средней механизации крыла;

выбирается в соответствии с рекомендациями /1/.

За расчетную величину тяговооруженности самолета принимают наибольшее значение из вычисленных по вышеприведенным формулам.

(,, , )

Вычисленную тяговооруженность следует сравнить со статистическими данными для аналогичных самолетов. В случае больших расхождений необходимо пересмотреть ТТТ.

3.3 Определение взлетной массы самолета в первом приближении

Определяются абсолютные массы полезной нагрузки и экипажа и относительные массы пустого самолета и топлива. Из уравнения существования вычисляется взлетная масса в первом приближении. Так как относительная масса пустого самолета зависит от взлетной массы, то процесс вычисления взлетной массы итерационный. Таким образом, необходимо на основе статистического материала выбрать предварительное значение взлетной массы проектируемого самолета. Если вычисленная взлетная масса отличается от предварительной не более чем на 3 - 5%, то полученную расчетную величину можно принять за окончательное значение взлетной массы первого приближения. В противном случае необходимо провести повторный расчет при новом значении предполагаемой взлетной массы.

3.3.1 Определение массы полезной нагрузки

Приближенно масса полезной (коммерческой) нагрузки может быть определена по следующей формуле /2/:

, (3.3.1)

где средняя масса одного пассажира, 75 кг;

масса багажа, перевозимого одним пассажиром, 30 кг - для магистральных самолетов, 15 кг - для самолетов местных линий;

1,3 - коэффициент, учитывающий массу дополнительного платного груза и почты.

Масса экипажа определяется следующим образом:

, (3.3.2)

где число членов экипажа, выбирается по /1/;

=75 кг.

3.3.2 Определение относительной массы пустого самолета

Для реактивного транспортного самолета статистическая зависимость для определения относительной массы пустого самолета имеет вид /5/:

, (3.3.3)

где в кг; в даН/м2.

3.3.3 Определение относительной массы топлива

Необходимое на полет количество топлива зависит от профиля полета, аэродинамических характеристик самолета и удельного расхода топлива двигателем. В первом приближении можно принять, что масса топлива пропорциональна массе самолета, тогда относительная масса топлива практически не зависит от массы самолета. Относительная масса топлива может быть определена на основе заданного профиля полета, а также статистических оценок аэродинамических характеристик и удельного расхода топлива.

Таким образом, для определения относительной массы топлива необходимо задать профиль полета. Например, типовой профиль полета для магистрального самолета представлен на Рисунке 3.3.1.

Рисунок 3.3.1 - Типовой профиль полета магистрального самолета

Профиль полета необходимо разделить на характерные этапы. Для данного профиля имеет смысл следующее деление: (0-1) запуск двигателей и взлет, (1-2) набор высоты, (2-3) крейсерский полет, (3-4) режим ожидания, (4-5) снижение перед посадкой, (5-6) посадка и руление.

Расчет проводим при помощи коэффициентов массы самолета по участкам полета - отношение массы самолета в конце i - го участка полета к массе самолета в начале того же участка.

Коэффициент массы на участке запуска двигателей и взлета определяется по статистике /5/:

0,97 - 0,99 (3.3.4)

Коэффициент массы на участке набора высота и разгона /5/:

(3.3.5)

Формула (3.3.5) справедлива при разгоне от М =0,1. Если это условие не выполняется, то сначала рассчитывается коэффициент массы для разгона от М=0,1 до требуемого числа М начала разгона, и затем делится на коэффициент массы при разгоне от М =0,1 до числа М конца разгона. Например, коэффициент массы при разгоне от М =0,1 до М =0,8 равен 0,9805, тогда как при ускорении от М =0,1 до М =2,0 коэффициент массы составляет 0,937. При разгоне от М =0,8 до М =2,0 коэффициент массы будет равен (0,937/0,9805) или 0,956.

Коэффициент массы на крейсерском участке определяется при помощи уравнения Бреге /5/:

(3.3.6)

Аналогичным образом определяется коэффициент массы на режиме ожидания /5/:

, (3.3.7)

где Е - продолжительность режима ожидания, час;

в кг/кгс*час.

На этапе предпосадочного снижения коэффициент массы определяется по статистике /5/:

0,990 - 0,995 (3.3.8)

На участке посадки и руления коэффициент массы определяется также по статистике /5/:

0,992 - 0,997 (3.3.9)

Определяем общий коэффициент изменения массы самолета:

(3.3.10)

Относительная масса необходимого на полет топлива определяется следующим образом /5/:

, (3.3.11)

где 1,06 - коэффициент, учитывающий резервное и невыкачиваемое топливо.

3.3.4 Определение взлетной массы самолета в первом приближении /5/

(3.3.12)

Так как определение взлетной массы в первом приближении предполагает задание некоторого предполагаемого значения взлетной массы, которое выбирается на основе статистического материала, то расчет необходимо проводить до тех пор, пока предполагаемое и расчетное значения не станут равными с допускаемой погрешностью в 3-5%.

3.4 Определение основных абсолютных размеров самолета

На основе статистических данных выбираются относительные параметры самолета , , , .

Зная выбранные величины , и вычисленную величину , определяем основные абсолютные параметры самолета в соответствии со следующими формулами:

площадь крыла:

, (3.4.1)

где , даН/м2;

взлетная тяга двигателей:

, (3.4.2)

где , даН;

размах крыла:

(3.4.3)

площади оперения:

(3.4.4)

(3.4.5)

плечи оперения:

(3.4.6)

(3.4.7)

хорды для крыла и оперения определяются по следующим зависимостям:

(3.4.8)

(3.4.9)

(3.4.10)

3.5 Весовой расчет самолета

При выполнении весового расчета самолета определяются абсолютные значения масс основных агрегатов, составляющих элементов группы силовой установки и оборудования, уточняется состав и масса целевой и служебной нагрузки. В результате расчета происходит дальнейшее уточнение взлетной массы самолета. Весовая сводка самолета, которая составляется по результатам весового расчета, определяет взлетную массу самолета второго приближения. Все формулы для оценки абсолютных масс частей самолета заимствованы из источника /5/. Вследствие перевода единиц измерения США в метрическую систему измерения коэффициенты в формулах изменены.

3.5.1 Масса крыла

, (3.5.1)

где - расчетная перегрузка, ;

эксплуатационная перегрузка;

- суммарная площадь органов управления, расположенных на крыле, м2 .

3.5.2 Масса оперения

1. Масса горизонтального оперения

, (3. 5.2)

где - ширина фюзеляжа в месте пересечения с ГО, м;

= 1,143 для цельноповоротного стабилизатора;

=1,0 в остальных случаях;

- радиус инерции самолета по тангажу;

, м.

2. Масса вертикального оперения

, (3. 5.3)

Где

= 0,0

для нормальной схемы ГО;

=1,0

- для Т-образной схемы;

- радиус инерции самолета по рысканию; , м;

3.5.3 Масса фюзеляжа

, (3.5.4)

Где

=

- конструкционная высота фюзеляжа, м;

= 1,0 если грузовые двери отсутствуют;

=1,06 если грузовые двери расположены по одну сторону;

=1,12 если грузовые двери расположены по обе стороны;

=1,12 при грузовом люке сзади;

=1,25 если грузовые двери расположены с двух сторон и есть задний грузовой люк;

= 1,12 если шасси крепится к фюзеляжу;

=1,0 в остальных случаях;

- конструкционная длина фюзеляжа, м (не учитывает обтекатель оперения);

площадь омываемой поверхности фюзеляжа, м2;

Для фюзеляжа с цилиндрической средней частью справедлива следующая приближенная формула (при ) /4/:

(3. 5.5)

Если поперечное сечение фюзеляжа не круглое, то расчет проводится в соответствии с приложением В /4/.

3.5.4 Масса шасси

1. Масса основной опоры шасси

, (3.5.6)

где = 1,126 для убирающегося шасси;

=1,0 в остальных случаях;

- длина основной стойки шасси, м;

- расчетная посадочная масса самолета, кг,

;

- количество колес основного шасси (на каждую стойку);

- расчетная перегрузка при посадке,

;

Для тяжелых транспортных самолетов = 2,5.

- количество стоек основного шасси;

скорость сваливания,

, км/ч.

2. Масса носовой опоры шасси

, (3.5.7)

где = 1,15 для убирающегося шасси;

=1,0 в остальных случаях;

- длина носовой стойки шасси, м;

- количество колес носового шасси;

3.5.5 Масса группы гондол

, (3.5.8)

где= 1,017 для гондол, установленных на пилонах;

=1,0 в остальных случаях;

- масса двигателя и содержимого, кг (на гондолу) (см. формулу (3.5.9));

количество двигателей;

- длина гондолы, м;

- ширина гондолы, м;

площадь омываемой поверхности гондолы, м2; может быть определена в соответствии с приложением В /4/.

Масса группы гондол учитывает массу системы подвода воздуха.

3.5.6 Масса силовой установки

1. Масса установленного двигателя

, (3.5.9)

где = 1,4 для винтового двигателя;

=1,0 в остальных случаях;

= 1,18 при наличии реверса тяги;

=1,0 в остальных случаях.

2. Масса системы управления двигателями

, (3.5.10)

где- расстояние от торца двигателя до кабины экипажа, суммарное, если несколько двигателей, м;

3. Масса системы запуска двигателей

(3.5.11)

4. Масса топливной системы

, (3.5.12)

где- количество топливных баков;

- объем используемых топливных баков, м3;

- суммарный объем топлива, м3;

- объем герметизированных топливных баков, м3;

Объем топливных баков приближенно может быть определен следующим образом /4/:

(3.5.13)

3.5.7 Масса оборудования и управления

1. Масса системы управления полетом

, (3.5.14)

где - момент инерции рыскания, кг*м2 ;

, (3.5.15)

где - безразмерный радиус инерции, значения которого для транспортных реактивных самолетов равны:

0,44 - с двигателями на фюзеляже;

0,46 - если два двигателя на крыле;

0,45 - если четыре двигателя на крыле;

- количество функций, выполняемых органами управления (обычно 4 - 7);

- количество автоматических функций (обычно 0 - 2);

- общая площадь органов управления, м2 .

2. Масса вспомогательной силовой установки

(3.5.16)

3. Масса измерительной аппаратуры

, (3.5.17)

где= 1,133 для поршневого двигателя;

=1,0 в остальных случаях;

= 0,793 для турбовинтового двигателя;

=1,0 в остальных случаях;

число членов экипажа;

4. Масса гидравлической системы, электрооборудования и авионики

(3.5.18)

, (3.5.19)

где- длина электропроводки, от генераторов до кабины экипажа, м;

- количество функций, выполняемых органами управления (обычно 4 - 7);

количество генераторов, обычно ;

- мощность электрооборудования, (обычно 40 - 60 для транспортных самолетов;

, (3.5.20)

где - масса неустановленной авионики, кг (обычно 244 - 427 кг).

5. Масса отделки

(3.5.21)

где площадь омываемой поверхности фюзеляжа, м2;

6. Масса системы кондиционирования и противообледенительной системы

, (3.5.22)

- число людей на борту (экипаж и пассажиры);

- объем гермокабины, м3;

(3.5.23)

7. Масса погрузочно-разгрузочного оборудования

(3.5.24)

4. АНАЛИЗ РЕЗУЛЬТАТОВ РАСЧЕТОВ В СООТВЕТСТВИИ С УТОЧНЕННОЙ МЕТОДИКОЙ

Результаты расчетов в соответствии с комбинированной методикой представлены в приложении Л.

С учетом корректировки статистических значений коэффициентов максимальной подъемной силы во взлетно-посадочных условиях для рассматриваемых проектов были получены приемлемые значения удельной нагрузки на крыло: для проекта по прототипу Ту-154 518 даН/м2 (фактическое значение равно 511 даН/м2); для проекта по прототипу Ил-96-300 592,5 даН/м2 (фактическое значение равно 600 даН/м2). Фактическое значение удельной нагрузки на крыло для самолета Ту-204 составляет 550 даН/м2, а расчетное - в соответствии с комбинированной методикой - всего лишь 429,5 даН/м2. Причиной заниженной оценки нагрузки на крыло явилось требование к низкой скорости захода на посадку: 245 км/ч. Таким образом, для получения приемлемых значений удельной нагрузки на крыло необходим пересмотр тактико-технических требований к данному проекту.

Расчетные значения тяговооруженности для рассматриваемых проектов весьма точно соответствуют фактическим: для проекта по прототипу Ту-154 0,349 (реальная тяговооруженность составляет 0,35), для проекта по прототипу Ту-204 0,322 (реальное значение тяговооруженности равно 0,34), для проекта по прототипу Ил-96-300 расчетная тяговооруженность равна 0,316 при фактическом значении 0,3.

Оценка взлетных масс в первом приближении для рассматриваемых проектов значительно отличается от реальных значений: для проекта по прототипу Ту-154 расчетная взлетная масса составляет 79518,96 кг (реальная - 92000 кг); для проекта по прототипу Ту-204 расчетная взлетная масса равна 77929,23 кг (фактическое значение - 94000 кг); для проекта по прототипу Ил-96-300 расчетная взлетная масса составляет 238450,4 кг (реальное значение взлетной массы - 216000 кг).

Оценка взлетной массы в первом приближении очень важна, так как на ее основе определяются основные абсолютные размеры самолета, проводится расчет самолета во втором приближении, вычисляется абсолютная масса топлива и потребная тяга двигателей. Так, для проекта по прототипу Ил-96-300 вследствие завышенной оценки взлетной массы в первом приближении масса топлива составляет ? 80 тонн вместо реальных 60 тонн (см. Таблицу Л.7), кроме того, необходима установка более мощных, но менее экономичных двигателей Роллс-Ройс RB211-22. Характеристики двигателей представлены в приложении К.

Большой разброс в значениях взлетных масс, скорее всего, явился следствием оценки относительной массы пустого самолета. В рассматриваемой комбинированной методике оценка взлетной массы самолета в первом приближении была заимствована из методики Реймера, в которой относительная масса пустого самолета для всех реактивных транспортных самолетов вычисляется по статистической экспоненциальной зависимости (3.3.3). Вполне очевидно, что одним уравнением невозможно обеспечить высокую точность оценки для всех магистральных самолетов, так как даже в рамках данной дипломной работы видно, что диапазон взлетных масс самолетов данного класса велик. Таким образом, подход к оценке относительной массы пустого самолета требует дальнейшего усовершенствования.

Расчет взлетной массы во втором приближении был также заимствован из методики Реймера. Расчет второго приближения состоит в определении абсолютных масс основных компонентов самолета и составлении результирующей весовой сводки. Абсолютная масса топлива определяется как произведение относительной массы топлива на взлетную массу в первом приближении. На основе весовых сводок, представленных в ПРИЛОЖЕНИИ Л, а также диаграмм, представленных в графической документации к данной дипломной работе, можем сделать вывод, что оценка массы конструкции и силовой установки в соответствии с комбинированной методикой весьма точно соответствует реальным значениям, в то время как масса оборудования в два и более раза меньше реальных значений. Как было указано выше, оценка массы оборудования в соответствии с методикой Реймера, возможно, наиболее объективно отражает современные тенденции к миниатюризации оборудования и по многим параметрам весьма обоснованно не зависит от взлетной массы самолета. Именно оценка массы оборудования явилась причиной больших расхождений расчетных и фактических взлетных масс: для проекта по прототипу Ту-154 расчетная взлетная масса равна 77446,9 кг, реальная - 92000 кг; для проекта по прототипу Ту-204 расчетное значение взлетной массы составляет 75699,7 кг, фактическое - 94000 кг; для проекта по прототипу Ил-96-300 расчетная взлетная масса равна 221291,9 кг, реальная - 216000 кг. Причины завышенной оценки взлетной массы для проекта по прототипу Ил-96-300 рассмотрены выше.

На основе проведенного анализа можем сделать вывод, что рассматриваемая комбинированная методика позволяет достаточно точно оценить основные параметры проектируемых самолетов, а также вычислить взлетную массу самолета в первом и втором приближениях, хотя необходимо дальнейшее совершенствование отдельных этапов процесса эскизного проектирования.

5. ПЕРСПЕКТИВЫ ВЕСОВОГО СОВЕРШЕНСТВОВАНИЯ САМОЛЕТОВ

Расчетные параметры самолетов, полученные в соответствии с тремя рассмотренными методиками, а также в соответствии с уточненной методикой, отражают существующий в настоящее время уровень технологий проектирования самолетов. Но по оценкам специалистов (см. /8/) примерно к 2010 году технологии проектирования и производства самолетов смогут достичь нового уровня и позволят уменьшить взлетную массу самолета на величину порядка 25%. На основе данных, представленных в /8/, усовершенствование процесса создания самолета будет проводиться по следующим направлениям: совершенствование характеристик обтекаемости крыла; совершенствование других аэродинамических характеристик, к которым относятся активное регулирование распределения нагрузки по крылу с целью уменьшения индуктивного сопротивления, совершенствование аэродинамики всех подвижных поверхностей управления и др. Совершенствование систем управления включает в себя комплексное модульное управление полетом, использование механически простой механизации крыла, обеспечивающей увеличение подъемной силы во взлетно-посадочных условиях, но одновременно не требующей больших эксплуатационных расходов и др. Совершенствование технологий проектирования конструкции планера подразумевает широкое использование композиционных материалов в конструкции крыла и оперения, а также обеспечение полностью подкрепленной обшивки фюзеляжа с целью придания ему большей жесткости. Совершенство силовой установки прежде всего определяется по величине удельного расхода топлива.

На основе данных из /8/ можем построить диаграмму, изображенную на Рисунке 5.1, которая отражает характерный вклад в уменьшение взлетной массы самолета отдельных направлений совершенствования технологий проектирования и производства самолета.

Рисунок 5.1 - Анализ влияния совершенства технологий на взлетную массу самолета

Таким образом, взлетная масса проектируемых самолетов с учетом применения технологий 2010 года примет значения, указанные в Таблице 5.1.

Таблица 5.1 - Оценка влияние уровня технологий на величину взлетной массы

	Взлетная масса для проекта по прототипу, кг
	Ту-154	Ту-204	Ил-96-300
Существующий уровень технологий	77446,85	75699,693	221291,6
Технологии 2010 года	58085,13	56774,77	165968,7

6. ОЦЕНКА ВЛИЯНИЯ МАССЫ ПУСТОГО САМОЛЕТА НА ЕГО СТОИМОСТЬ И РАСХОДЫ НА ТЕХНИЧЕСКОЕ ОБСЛУЖИВАНИЕ С УЧЕТОМ СОВЕРШЕНСТВОВАНИЯ ПРОЦЕССА ПРОЕКТИРОВАНИЯ

Целью данной дипломной работы является рассмотрение трех методик поэлементного расчета масс и разработки на их основе новой наиболее оптимальной методики. Рассматривается три основных подхода к определению массы самолета: методика Егера, методика Торенбика и методика Реймера. Расчеты проводятся для трех проектов, прототипами для которых являются существующие самолеты Ту-154, Ту-204 и Ил-96-300.

Критерием экономичности для проектов будем рассматривать стоимость самолетов без двигателей, а также расходы на текущий ремонт и техническое обслуживание самолета. Данные величины непосредственно определяются значением массы пустого самолета. В результате проведенных расчетов в соответствии с методиками Егера, Торенбика и Реймера, а также новой комбинированной методики получаем следующие результаты для массы пустого самолета рассматриваемых проектов:

Рисунок 6.1 - Масса пустого самолета для проекта по прототипу Ту-154

Рисунок 6.2 - Масса пустого самолета для проекта по прототипу Ту-204

Рисунок 6.3 - Масса пустого самолета для проекта по прототипу Ил-96-300

Таким образом, мы видим, что методика Егера и Торенбика позволяют получить наибольшую массу пустого самолета, в то время как в соответствии с методикой Реймера получаем значительно меньшие значения массы при тех же исходных параметрах. Новая разработанная методика дает наилучшие результаты, так как мы получаем наименьшую массу пустого самолета, а, следовательно, можем говорить об экономии средств на основе нижеприведенных формул:

, (6.1)

где - стоимость самолета без двигателей, руб.;

- коэффициент, учитывающий серийность самолета:

(6.2)

- коэффициент, учитывающий расчетную крейсерскую скорость самолета:

(6.3)

С учетом того, что для целей данной работы количество самолетов в серии не имеет значение, то формулу (6.1) можем представить в виде:

(6.4)

Где

- коэффициент, учитывающий новизну предлагаемых методов проектирования а, следовательно, усложнение (модернизацию) технологии производства и эксплуатации проектируемых самолетов. С одной стороны, совершенствование процесса проектирования самолетов предполагает внедрение новых технологий, что требует увеличения расходов, но с другой стороны, более прогрессивные технологии направлены на сокращение времени проектирования самолета и упрощение процесса эксплуатации.

Для методики Егера принимаем =1; для методики Торенбика - =1,06; для методики Реймера - =1,12; для новой комбинированной методики =1,12.

Результаты расчетов представлены в Таблицах 6.1, 6.2:

Таблица 6.1 - Стоимость самолета без двигателей

	Стоимость самолета без двигателей, руб.
Проект по прототипу:	Егер	Торенбик	Реймер	Новая метода
Ту-154	16813893	17518727	16350452	15817302
Ту-204	19201492	17959724	15104434	15906101
Ил-96-300	39085646	41668229	40206910	39966445

Таблица 6.2 - Стоимость самолета без двигателей в относительных величинах

	Относительная стоимость самолета без двигателей
Проект по прототипу:	Егер	Торенбик	Реймер	Новая метода
Ту-154	0,9598	1	0,9333	0,9029
Ту-204	1	0,9353	0,7866	0,8284
Ил-96-300	0,9380	1	0,9649	0,9592

В соответствии с результатами, представленными в Таблицах 6.1 и 6.2, мы видим, что новая методика дает наиболее экономичные проекты самолетов, за исключением проекта по прототипу Ту-204, где стоимость самолета без двигателей несколько превышает стоимость проекта по методике Реймера. Но как было показано в предыдущих главах самолет, спроектированный в соответствии с новой методикой, обладает улучшенными взлетно - посадочными характеристиками, т.е. более мощной силовой установкой, что и явилось причиной увеличения массы пустого самолета, повлекшее за собой некоторое увеличение стоимости самолета. Но как мы видим из результатов расчетов это увеличение весьма незначительное: порядка 4%.

Аналогичные результаты получены при расчете расходов на текущий ремонт и техническое обслуживание самолетов; результаты приведены ниже.

Проведем расчет расходов на текущий ремонт и техническое обслуживание самолета:

, (6.5)

где для самолетов, оснащенных ТРДД;

- коэффициент, учитывающий новизну предлагаемых методик, а, следовательно, модернизацию процесса технического обслуживания и ремонта самолетов. С одной стороны, необходимо учесть затраты на процесс обучения иному подходу к техническому обслуживанию самолета, но с другой стороны, процесс совершенствования самолетного оборудования предполагает сокращение времени на техническое обслуживание и уменьшение сложности процесса технического обслуживания и ремонта.

Для методики Егера принимаем =1; для методики Торенбика - =1,03; для методики Реймера - =1,06; для новой разработанной автором дипломного проекта методики =1,06.

Результаты расчетов приведены в Таблицах 6.3 и 6.4

Таблица 6.3 - Расходы на техническое обслуживание самолетов

	Расходы на техническое обслуживание самолетов, руб./час
Проект по прототипу:	Егер	Торенбик	Реймер	Новая метода
Ту-154	70,6685	71,86718	67,3873	65,7020
Ту-204	77,9161	73,2018	63,4015	65,9847
Ил-96-300	137,5796	142,4627	134,9982	134,2827

Таблица 6.4 - Расходы на техническое обслуживание самолетов в относительных величинах

	Относительные расходы на техническое обслуживание самолетов
Проект по прототипу:	Егер	Торенбик	Реймер	Новая методика
Ту-154	0,9833	1	0,9377	0,9142
Ту-204	1	0,9395	0,8137	0,8469
Ил-96-300	0,9657	1	0,9476	0,9426

На основе представленных результатов можем сделать вывод, что самолеты, спроектированные в соответствии с новой комбинированной методикой, наиболее экономичны, так как стоимость самолетов и расходы на техническое обслуживание наименьшие.

7. ОБЕСПЕЧЕНИЕ ТРЕБОВАНИЙ ОХРАНЫ ОКРУЖАЮЩЕЙ СРЕДЫ И ТЕХНИКИ БЕЗОПАСНОСТИ

Для целей данной дипломной работы обеспечение требований охраны окружающей среды рассматриваются с точки зрения влияния величины массы пустого самолета при неизменных ТТТ к проекту на экологическую нагрузку, оказываемую самолетом на окружающую среду. Требования к технике безопасности рассматриваются при организации рабочего места пользователя ПЭВМ.

7.1 Влияние величины массы пустого самолета на экологическую нагрузку, оказываемую им на окружающую среду

«Экономисты и футурологи предсказывают в ближайшие десятилетия значительную интенсификацию авиационного транспорта при почти неизменном количестве аэропортов, что неизбежно приведет к увеличению экологической нагрузки на каждый из них. Уже сейчас один цикл работы (взлет/посадка) авиалайнера даже среднего класса приводит к выбросу такого количества отдельных вредных веществ, которое образуется при непрерывной работе порядка сотни автомобилей в течение суток. (Подчеркнем, что речь идет о локальном явлении, поскольку в среднем авиация остается экологически наиболее чистым видом транспорта: ее доля в выбросах всех тепловых машин всего лишь порядка процента)» /9/.

Основные компоненты, выбрасываемые в атмосферу при сжигании топлива, - нетоксичные диоксид углерода и водяной пар. Однако кроме них в атмосферу выбрасываются и вредные вещества, такие как оксид углерода, оксиды серы, азота, соединения свинца, сажа, углеводороды и т. п. Предполагается, что глобальное увеличение содержание оксида углерода в атмосфере приведет к нарушению функционирования озонового слоя Земли, который является основным фактором в создании благоприятных условий для развития живых организмов на Земле.

Другой важной экологической проблемой является снижение уровня шума двигателей. В настоящее время существует тенденция к ужесточению требований к уровню шума двигателей в районе аэропорта.

В связи с вышесказанным тема, поднятая в данной дипломной работе, имеет большое значение для охраны окружающей среды.

Цель данной дипломной работы - рассмотрение трех наиболее известных методик эскизного проектирования самолета: методы Егера, Торенбика и Реймера, и на их основе создание новой методы, которая, по возможности, исключала бы все выявленные недостатки уже существующих подходов. Использование новой методы позволит уже на ранних этапах проектирования получить достоверные данные о взлетной массе самолета и провести оптимизационные работы с целью получения наиболее экономичной конструкции планера (конструкции, обладающей наименьшей массой). Расчеты проводятся для трех проектов, прототипами для которых являются уже существующие самолеты Ту-154, Ту-204 и Ил-96-300.

Минимизация взлетной массы самолета при выполнении всех поставленных тактико-технических требований имеет огромное значение с точки зрения экологии.

Самолет меньшей массы потребует использования двигателей меньшей мощности и меньших размеров при неизменных значениях тяговооруженности. Уменьшение размеров двигателей повлечет за собой уменьшение уровня шума, при условии использования подобных конструкций двигателей одного поколения.

Совершенствование двигательных установок идет в направлении уменьшения удельного расхода топлива и уменьшения шумовой нагрузки. Но даже без учета совершенства конструкции двигателя самолет меньшей массы потребует меньшего количества топлива для выполнения поставленной целевой задачи.

В данной дипломной работе за критерий оптимальности спроектированных конструкций имеет смысл выбрать массу пустого снаряженного самолета. Сравнение расчетных величин масс топлива в данной работе некорректно, так как рассматриваемые методы предполагают различные подходы к определению массы топлива. Например, метода Торенбика позволяет получить наименьшую и явно заниженную массу топлива, возможной причиной чего является неточность статистических зависимостей, используемых при расчете массы топлива. Метода Реймера позволяет получить наибольшие значения массы топлива, но при этом учитывает 1 час полета в режиме ожидания и позволяет регулировать величину массы топлива в зависимости от требований к продолжительности режима ожидания, в то время как методики Егера и Торенбика используют приближенные статистические значения, которые на этапе эскизного проектирования не поддаются корректировке.

Сравнение расчетных значений масс пустого снаряженного самолета для различных проектов позволит сделать объективные выводы об оптимальности используемых метод.

...