Весовое проектирование магистральных самолетов

Таким образом, в результате расчетов были получены следующие данные масс пустого снаряженного самолета (Таблица 7.1):

Таблица 7.1 - Масса пустого самолета

	Масса пустого самолета, кг
Проект по прототипу:	Егер	Торенбик	Реймер	Новая метода
Ту-154	47349,2365	46453,449	40357,23	38833,4
Ту-204	54697,30	47752,00	36784,62	39087,71
Ил-96-300	109339,2886	109900,4224	101245,2996	100692,2

Мы видим, что новая комбинированная методика позволяет получить наименьшие значения массы пустого самолета, следовательно, самолеты, спроектированные в соответствии с ней, объективно потребуют меньшее количество топлива.

Небольшое увеличение массы пустого самолета имеет место для проекта по прототипу Ту-204, если проводить сравнение с массой пустого самолета, вычисленной по методе Реймера. Данный факт явился следствием заниженной оценки тяговооруженности в методе Реймера. Этот недостаток был устранен в новой разработанной методе, что потребовало установки более мощного двигателя.

С точки зрения охраны окружающей среды высокие значения тяговооруженности являются крайне желательными, так как это обеспечивает:

а) возможность уменьшение режима работы двигателей после взлета, что уменьшает шум в районе аэропорта;

б) более быстрый набор высоты и меньшие затраты топлива на взлетном режиме;

в) возможность полета на больших высотах, где удельный расход топлива имеет наименьшие значения.

Таким образом, использование новой методы для эскизного проектирования самолета позволяет получить оптимальные технические параметры проекта: удельную нагрузку на крыло и тяговооруженность, а также приемлемые значения массы пустого самолета, а, следовательно, и взлетной массы, что имеет большое значение для обеспечения охраны окружающей среды.

7.2 Организация рабочего места пользователя ПЭВМ

7.2.1 Обеспечение техники безопасности в соответствии с общими эргономическими требованиями

Организация рабочего места пользователя видеотерминалом и ЭВМ проводится в соответствии с требованиями ГОСТ 12.2.032 - 78 “ССБТ. Рабочее место при выполнении работ сидя. Общие эргономические требования”, с учетом характера и особенностей трудовой деятельности. На основании вышеуказанных требований спроектировано помещение, предназначенное для размещения рабочих мест пользователей ЭВМ, представленное на Рисунке 7.1.

Помещение рассчитано на два рабочих места, для которых пользование видеотерминалом и персональными ЭВМ являются основным видом деятельности. В рассматриваемом помещении предусмотрено два рабочих места с целью обеспечения безопасности: при возникновении угрозы жизни и здоровью для одного из работающих, другой сможет оказать ему помощь. В помещении необходимо предусмотреть наличие медицинской аптечки первой помощи.

В соответствии с Рисунком 7.1 площадь помещения составляет 17,86 м2, таким образом, на одно рабочее место приходится около 8,93 м2, что удовлетворяет требованию, предусматривающему площадь для одного рабочего места с ПЭВМ не менее 6 м2, а объем - не менее 20 м3. В рассматриваемом помещении высота потолка составляет 2,5 м, т.о. объем, приходящийся на одного рабочее место равен 22,33 м3.

Рабочие места относительно световой прорези располагаются так, что естественный свет падает сбоку и слева. Данное направление естественного света является преимущественным.

В соответствии с ГОСТ 12.2.032 - 78 расстояние от рабочих столов с видеотерминалами до стены со световой прорезью составляет 1 метр. Расстояние между боковыми поверхностями видеотерминалов равно 1,8 м, что соответствует требованиям ГОСТ 12.2.032 - 78, согласно которым данное расстояние должно быть не менее 1,2 м.

Конструкция рабочего места пользователя ЭВМ обеспечивает поддержание оптимальной рабочей позы со следующими эргономическими характеристиками: ступня ног - на полу или на подставке для ног, в случае, если ноги не достают до пола; бедра - в горизонтальной плоскости; предплечье - вертикально; локти - под углом 70 - 90 градусов к вертикальной плоскости; запястья согнуты под углом 10 - 20 градусов относительно горизонтальной плоскости, наклон головы - 15 - 20 градусов относительно вертикальной плоскости.

Так как пользование видеотерминалом и ПЭВМ является основным видом деятельности, то указанное оборудование размещается на основном рабочем столе с левой стороны.

Рабочее место состоит из основного рабочего и стола с правосторонним расположением дополнительного рабочего стола (см. Рисунок 7.1 поз. 3).

Рабочие основной и дополнительный столы имеют следующие параметры: высота - 725 мм, ширина - 1400 мм, глубина - 800 мм. Гарантированное пространство для ног работающего составляет: высота - 710 мм, ширина - 1000 мм, глубина - 800 мм. Кроме того, основной рабочий стол оборудуется подставкой для ног шириной 300 мм, глубиной 400 мм и возможностью регулирования высоты до 150 мм и угла наклона опорной поверхности до 20 градусов. Подставка имеет рифленную поверхность и бортик на переднем крае высотой 10 мм. Все вышеуказанные параметры соответствуют требованиям ГОСТ 12.2.032 - 78.

Рабочее место пользователя ЭВМ оборудуется креслами (см. Рисунок 7.1 поз. 6), обладающими следующими элементами: сидение, спинка, стационарные подлокотники.

Рабочее кресло является подъемно - поворотным, которое регулируется по высоте, углу наклона сидения и спинки, по расстоянию спинки к переднему краю сидения, высоте подлокотников. Регулирование каждого параметра является независимым, плавным и имеет надежную фиксацию. Ход ступенчатого регулирования элементов сидения составляет для линейных размеров 20 мм, для угловых - 5 градусов. Усилия во время регулирования не превышают 20 Н.

Ширина и глубина кресла составляют 400 мм, высота поверхности сидения регулируется в пределах от 400 до 500 м, угол наклона поверхности регулируется от 15 градусов вперед до 5 градусов назад. Высота спинки составляет 300 мм, ширина - 400 мм. Угол наклона спинки регулируется в границах от 0 до 30 градусов относительно вертикального положения. Расстояние от спинки к переднему краю сидения регулируется в границах 260 - 400 мм.

Для снижения статического напряжения мышц рук кресла оборудуются стационарными подлокотниками длиной 300 мм, шириной - 70 мм. Подлокотники регулируются по высоте над сидением на величину ± 30 мм. Высота подлокотников составляет 230 мм. Также подлокотники регулируются по расстоянию между ними в границах 350 - 400 мм.

Видеотерминал (см. Рисунок 7.1 поз.1) располагается на основном рабочем столе на расстоянии 700 мм от глаз работника, с учетом того, что на рассматриваемых рабочих местах установлены мониторы с размером по диагонали, равным 15” (38 см).

Клавиатура размещается на поверхности стола. Угол наклона клавиатуры регулируется в пределах от 5 до 15 градусов.

Рабочие места оснащены подвижными пюпитрами (держателями) (см. Рисунок 7.1 поз.7), высота и угол наклона которых регулируется.

Принтер (см. Рисунок 7.1 поз.2) располагается на дополнительном столе рабочего места. Данное расположение обеспечивает свободу движения рабочего за основным столом и хорошую видимость экрана монитора. Кроме того, это уменьшает вибрации на рабочем месте при выводе информации на принтер.

Также в рассматриваемом помещении предусмотрен плоттер (см. Рисунок 7.1 поз.4), который размещается рядом с рабочими местами и шкаф для бумаг (см. Рисунок 7.1 поз.8)

7.2.2 Обеспечение техники безопасности в соответствии с требованиями к вентиляции, отоплению и кондиционированию

Помещения с ЭВМ должны быть оборудованы системами отопления, кондиционирования воздуха или приточно-вытяжной вентиляцией в соответствии с “СНиП 2.04.05-91 Отопление, вентиляция и кондиционирование”.

Параметры микроклимата, ионного состава воздуха, содержимое вредных веществ на рабочих местах, оснащенных ЭВМ, должны отвечать требованиям СН 4088 - 86 “Санитарные нормы микроклимата производственных помещений”, ГОСТ 12.1.005 - 88 “ССБТ Общие санитарно - гигиенические требования к воздуху рабочей зоны”, СН 2152 - 80 “Санитарно - гигиенические нормы допустимых уровней ионизации воздуха производственных и общественных помещений”.

В рассматриваемом помещении на одно рабочее место приходится 22,33 м3, таким образом, в соответствии с требованиями в помещение должен подаваться объем наружного воздуха в размере 20 м3/час на одного рабочего.

В помещении необходимо поддерживать следующие параметры микроклимата: в холодные периоды года температура воздуха должна составлять 22 - 240С; относительная влажность воздуха - 60 - 40%; подвижность воздуха - 0,1 м/с. Температура воздуха может колебаться в пределах от 21 до 250С при сохранении остальных параметров микроклимата в указанных выше пределах.

В теплые периоды года температура воздуха должна составлять 23 - 250С; относительная влажность воздуха - 60 - 40%; подвижность воздуха - 0,1 - 0,2 м/с. Температура воздуха может колебаться от 22 до 260С при сохранении остальных параметров микроклимата в указанных пределах.

Воздух, поступающий в помещение, должен быть очищен от загрязнений, в том числе от пыли и микроорганизмов. Запыленность воздуха не должна превышать требований пункта 4.13 СН 512-78.

Уровень ионизации воздуха в помещении должен удовлетворять требованиям СНиП 2152 - 80. Оптимальное количество позитивных ионов на 1 см3 составляет 1500 - 3000; негативных: 3000 - 5000.

Для поддержки допустимых значений микроклимата и концентрации позитивных и негативных ионов в рассматриваемом помещении предусмотрена установка кондиционера (см. Рисунок 7.1 поз.5).

Кондиционирование воздуха должно обеспечивать автоматическое поддержание параметров микроклимата в необходимых пределах в течение всех сезонов года, очистку воздуха от пыли и вредных веществ, создание небольшого избыточного давления в чистых помещениях для исключения поступления неочищенного воздуха.

7.2.3 Обеспечение техники безопасности в соответствии с требованиями к освещению

В помещении предусмотрена световая прорезь, обеспечивающая естественную освещенность. Размещение рабочих мест обеспечивает оптимальное направление естественного света - сбоку и слева. Коэффициент естественной освещенности составляет 1,5% в соответствии с “СНиП 11-4-79 Естественное и искусственное освещение”.

На окнах в рассматриваемом помещении предусмотрены жалюзи.

В помещении предусмотрена искусственная освещенность люминесцентными лампами типа ЛБ. Уровень освещенности на рабочем столе должен составлять 300 лк в соответствии с СНиП 11-4-79.

7.2.4 Обеспечение техники безопасности в соответствии с требованиями к защите от статического электричества и излучений

В рассматриваемом помещении для предотвращения образования статического электричества и для защиты от него полы предусматривают антистатическое покрытие.

Допускаемые уровни напряженности электростатических полей не должны превышать 20кВ в течении 1 часа (ГОСТ 12.1045 - 81).

7.3 Расчет искусственной освещенности помещения, предназначенного для размещения рабочих мест с ПЭВМ

Для расчета освещенности помещения используем метод удельной мощности. Задача расчета общего равномерного освещения по таблицам условной удельной мощности сводится к определению необходимого числа ламп осветительной установки. Для расчета используем следующие формулы:

, (7.3.1)

где N - число ламп;

w - удельная мощность, Вт/м2;

P - мощность ламп в светильнике, Вт;

S - площадь помещения, м2.

Площадь рассматриваемого помещения составляет S=17,86 м2.

, (7.3.2)

где - условная удельная мощность, Вт/м2;

- поправочный коэффициент на освещенность и световую отдачу.

Условная удельная мощность определяется по /10/.

Поправочный коэффициент определяется по /10/.

В помещении предусматривается установка двухламповых светильников типа УСП5 с люминесцентными лампами типа ЛТБ40.

Люминесцентные лампы типа ЛТБ40 обладают следующими техническими данными: мощность - 40 Вт, световой поток - 2780 лм, световая отдача - 69,5 лм/Вт.

В соответствии с /10/ для рассматриваемых светильников в проектируемом помещении с размерами 3,8Ч4,7Ч2,5 и при коэффициенте отражения равном 70% для потолка, 50% для стен и 30% для пола условная удельная мощность равна 6,9.

Поправочный коэффициент для ламп типа ЛТБ40 и при требуемой в соответствии с СНиП 11-4-79 освещенности, равной 300 лк, равен 3,2. Таким образом, получаем:

Принимаем количество ламп, равным N = 10, таким образом, для обеспечения заданного уровня освещенности в помещении необходимо установить пять двухламповых светильников типа УСП5 с лампами типа ЛТБ40.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

Основной целью данной дипломной работы является повышение точности и достоверности весовых расчетов самолета на ранних стадиях проектирования в соответствии с различными методиками. В данной работе рассмотрены три подхода: методика Егера, являющаяся основой для отечественного учебного дипломного и курсового проектирования, методика Торенбика, которая была разработана на основе материалов, представленных в /4/, и методика Реймера, при рассмотрении которой за основу были взяты материалы из источника /5/. Для целей данной дипломной работы был выполнен перевод некоторых глав из англоязычного источника /5/, непосредственно касающихся проблемы весового проектирования самолета.

В соответствии с данными методиками проведен расчет трех самолетов, прототипами для которых явились Ту-154, Ту-204 и Ил-96-300, а также верификация полученных результатов на основе известных величин масс рассматриваемых прототипов. Расчет проектируемых самолетов по трем вышеуказанным методикам включал в себя оценку основных технических характеристик проектов: тяговооруженности и удельной нагрузки на крыло, а также расчет взлетной массы самолетов в первом и втором приближениях. На основе результатов сделаны следующие выводы: методика Егера позволяет получить рациональные значения удельной нагрузки на крыло и тяговооруженности, хотя необходима корректировка рекомендаций, касающихся статистических величин коэффициентов максимальной подъемной силы во взлетно-посадочных условиях. Статистические формулы, используемые для оценки взлетной массы в первом приближении в соответствии с методикой Егера, требуют уточнения и корректировки, так как не позволяют получить приемлемых результатов для некоторых классов самолетов. Так, по формуле (1.1.19) относительная масса топлива для проекта по прототипу Ил-96-300 составляет 0,58, что говорит о невозможности создания самолета с заданными параметрами; статистическая формула для оценки относительной массы оборудования (1.1.18) также дает завышенные результаты для проекта по прототипу Ту-204. (см. приложения Б, В). Основным недостатком весового расчета самолета во втором приближении является невозможность рассмотрения компонентов группы силовой установки и оборудования по отдельности, так как по методике Егера оценивается масса групп в целом.

При расчете проектируемых самолетов в соответствии с методикой Торенбика отмечены следующие факты: заниженная оценка удельной нагрузки на крыло и тяговооруженности самолета, заниженная оценка относительной массы топлива. Кроме того, в ходе проведения расчетов выявлены статистические формулы, используемые для поэлементного расчета массы самолета во втором приближении, которые требуют исправления (см. приложение И).

Результаты расчетов в соответствии с методикой Реймера позволяют говорить о заниженной оценке тяговооруженности проектируемых самолетов; величина удельной нагрузки на крыло в большой степени зависит от выбора расчетных условий (см. приложение Ж). Методика Реймера позволяет наилучшим образом оценить относительную массу топлива, необходимого на полет, так как предусматривает рассмотрение отдельных этапов полета с учетом их количества и продолжительности. Кроме того, данная методика располагает в достаточной степени подробными статистическими весовыми формулами, использование которых позволяет получить приемлемые значения массы конструкции и силовой установки проектируемых самолетов, а также обнаружить огромный потенциал в уменьшении массы пустого самолета за счет использования более совершенных систем управления самолетом и оборудования.

В соответствии со сделанными выводами в данной дипломной работе предлагается комбинированная методика расчета самолета, которая включает в себя оценку основных параметров проектируемых самолетов в соответствии с методикой Егера и расчет взлетной массы самолетов в первом и втором приближениях по методике Реймера.

Результаты расчетов рассматриваемых трех проектов самолетов позволяют сделать следующие выводы: комбинированная методика позволяет получить приемлемые значения удельной нагрузки на крыло и тяговооруженности, а также достаточно точные значения масс конструкции и силовой установки. Масса оборудования в два и более раза меньше реальных значений. Возможно, методика Реймера наиболее объективно отражает современные тенденции к миниатюризации оборудования и совершенству технологий производства и установки систем управления с учетом необходимости уменьшения их массы, хотя, безусловно, это требует значительных финансовых вложений.

Применение комбинированной методики позволяет говорить о некотором усовершенствовании процесса проектирования самолета. Во-первых, новая методика предлагает использование более подробного весового расчета с применением более совершенных статистических равенств, тем самым, исключая недостатки подхода Егера, используемого ранее. Сравнение статистических формул методики Егера и Реймера некорректно, так как методика Егера предполагает расчет относительных масс, а методика Реймера - абсолютных. Тем не менее, из результатов расчетов видно, что методика Реймера, а, следовательно, и новая комбинированная методика, позволяет получить точные результаты для всех проектируемых самолетов, в то время как методика Егера для проекта по прототипу Ил-96-300 дает явно заниженные результаты по массе крыла.

Точность весовых расчетов на ранних стадиях проектирования играет решающую роль для дальнейшего развития проекта. Завышение проектного значения массы приводит к перетяжелению конструкции, а ее занижение может затянуть процесс создания самолета вследствие потребного усиления конструкции и, возможно, лишить самолет перспективы модификаций. Исходя из результатов, указанных в ПРИЛОЖЕНИИ Л, а также на основе диаграмм, представленных в графической документации к данному дипломному проекту, делаем вывод, что методика Реймера и комбинированная методика позволяют получить наиболее точные и стабильные результаты для всех трех проектируемых самолетов.

Тем не менее, на основе результатов данной дипломной работы можем сделать вывод о необходимости дальнейшего совершенствования процесса проектирования на этапе определения взлетной массы самолета в первом приближении. Заимствованное из методики Реймера статистическое экспоненциальное равенство для оценки относительной массы пустого самолета предназначено для расчета по всем магистральным самолетам. В данной дипломной работе было показано, что диапазон магистральных самолетов слишком велик для того, чтобы получить точные результаты. Таким образом, данное статистическое уравнение необходимо рассмотреть для отдельных диапазонов взлетных масс магистральных самолетов: легкие, средние, тяжелые.

В данной дипломной работе были проведены расчеты, подтверждающие важность проблемы снижения массы самолета с экономической точки зрения. Как показали расчеты раздела 6, стоимость проектов в соответствии с комбинированной методикой меньше, чем при проектировании по методике Егера, Торенбика и Реймера даже с учетом некоторого увеличения стоимости вследствие новизны предлагаемых методов.

Также в данной дипломной работе была рассмотрена важность уменьшения массы самолета с точки зрения обеспечения охраны окружающей среды, особенно с учетом тенденции в настоящее время к ужесточению требований к количеству выбросов и уровню шума двигателей самолетов. Проекты, созданные в соответствие с новой комбинированной методикой позволяют уменьшить экологическую нагрузку, так как объективно требуют меньшее количество топлива и позволяют использовать двигатели меньшей мощности, а, следовательно, уменьшить уровень шума (в данном случае корректно говорить о подобных конструкциях двигателей одного поколения).

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ СОКРАЩЕНИЙ

ВО - вертикальное оперение;

ГО - горизонтальное оперение;

ТРД - турбореактивный двигатель;

ТРДД - двухконтурный турбореактивный двигатель;

ТТТ - тактико-технические требования.

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ОБОЗНАЧЕНИЙ

скорость звука, м/с;

коэффициент статического момента горизонтального оперения;

коэффициент статического момента вертикального оперения;

средняя аэродинамическая хорда крыла, м;

длина концевой хорды крыла, м;

длина корневой хорды крыла, м;

максимальная ширина фюзеляжа, м;

относительная толщина крыла в корневой части;

относительная толщина крыла в концевой части;

коэффициент лобового сопротивления;

коэффициент лобового сопротивления при 0;

коэффициент индуктивного сопротивления;

коэффициент аэродинамической подъемной силы;

удельный расход топлива двигателя, кг/кгс*час;

диаметр фюзеляжа, м;

коэффициент Освальда;

коэффициент трения, коэффициент безопасности;

ускорение свободного падения, м/с2;

высота полета, м (если нет специальных оговорок);

максимальная высота фюзеляжа, м;

аэродинамическое качество;

размах крыла, м;

размах вертикального и горизонтального оперения соответственно, м;

длина фюзеляжа, м;

дальность полета, км;

плечо вертикального и горизонтального оперения соответственно, м;

длина разбега, м;

максимальная дальность полета, км;

М - число М полета;

степень двухконтурности ТРДД;

взлетная масса самолета, кг;

масса двигателя (сухого), кг;

масса какой-либо части (агрегата) самолета, кг;

посадочная масса самолета, кг;

масса пустого самолета при поставке, кг;

относительная масса какой-либо части (агрегата) самолета;

количество двигателей на самолете;

коэффициент расчетной перегрузки;

коэффициент эксплуатационной перегрузки;

число членов экипажа;

взлетная тяга двигателей, даН (если нет специальных оговорок);

взлетная тяга одного двигателя, даН (если нет специальных оговорок);

тяговооруженность самолета (при взлете);

площадь крыла (теоретическая), м2;

площадь омываемой поверхности, м2;

площадь омываемой поверхности какой-либо части самолета, м2;

относительная площадь какой-либо части самолета;

удельная нагрузка на крыло (при взлете), Н/м2 (если нет специальных оговорок);

скоростной напор, Н/м2;

V - скорость полета, км/ч (если нет специальных оговорок);

безопасная скорость взлета, км/ч (если нет специальных оговорок);

расчетная предельная скорость, м/с (если нет специальных оговорок);

угол стреловидности по ј хорд, град.;

удельная масса двигателя;

сужение крыла;

удлинение крыла;

удлинение какого-либо агрегата самолета;

угол наклона траектории полета к горизонту;

плотность воздуха (у Земли), кг/м3;

относительная плотность воздуха;

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ

1. Проектирование самолетов / Под ред. С.М. Егера. - М.: Машиностроение, 1983. - 540с.

2. Проектирование самолетов. Разработка требований, определение взлетной массы: Методические указания к лабораторным работам / О.Н. Корольков, Д.М. Козлов, И.П. Вислов и др. - Самара, 1990. - 36с.

3. Проектирование самолетов. Компоновка, центровка, разработка общего вида: Методические указания к лабораторным работам / О.Н. Корольков, Д.М. Козлов, И.П. Вислов и др. - Самара, 1990. - 24с.

4. Торенбик Э. Проектирование дозвуковых самолетов. - М.: Машиностроение, 1983. - 648с.

5. Raymer D. P. Aircraft design: A Conceptual Approach, AIAA Educational Series, Washington, DC, 1989. - 745p.

6. Шейнин В.М., Козловский В.И. Весовое проектирование и эффективность пассажирских самолетов. - М.: Машиностроение, 1984. - 552с.

7. Аэродинамика самолета Ту-154 / Под ред. Т.И. Лигум, С.Ю. Скрипченко, Л.А. Чульский и др. - М.: Транспорт, 1977. - 304с.

8. Conceptual Design Studies of a Strut-Braced Wing Transonic Transport / J.F. Gundlach, Philippe-Andre Tetrault, F.H. Gern & others // Journal of Aircraft. -2000. - Vol.37, № 6. - p. 976 - 983.

9. Стасенко А.Л. Физические проблемы экологии наружного транспорта. www.mfti.ru

10. Лесман Е.А. Освещение административных зданий и помещений. - Л.: Энергоатомиздат, 1985. - 88с.

ПРИЛОЖЕНИЕ А. ПРОЕКТ ПО ПРОТОТИПУ ТУ-154

Таблица А.1 - Исходные параметры проекта по прототипу Ту-154

Агрегат	Параметр	Значение
Крыло		7,83
		0,12
		0,10
		3,484
		350
	,%	20,5
	,%	7
	,%	7,55
	,%	4,24
Фюзеляж	, м	3,8
	, м	42,33
		11,14
	, м2	446,45
Горизонтальное оперение		0,8
		0,11
		4,41
		2,5
		400
	,%	0,225
	,%	0,21
Вертикальное оперение		0,065
		1
		1,83
		450
	,%	0,18
	,%	0,23
Шасси	, мм	305
	, м	2,4
	, м	2,477
		2
Двигатели	НК-8-2У
	, кг/кгс ч	0,76
		1
	, даН	3Ч10500

Таблица А.2 - ТТТ к проекту по прототипу Ту-154

, км	2500	, км/ч	700
, м	1200	, км/ч	282
, м	1500	, км	10
, км	4500		15
, км/ч	265		13-13,5
, км/ч	900		152
, км/ч	950		2,5

Таблица А.3 - Определение удельной нагрузки на крыло для проекта по прототипу Ту-154(даН/м2)

Методика	Егер	Торенбик	Реймер
Условие
Обеспечение крейсерского полета	658,814	867,655	465,017
Обеспечение скорости захода на посадку	571,446
Обеспечение посадочной дистанции		514,514	662,888
Обеспечение разбега			512,729
Обеспечение взлетной дистанции		867,655
	571,446	514,514	465,017
Принимаем	571,000	514,500	465,000

Таблица А.4 - Определение тяговооруженности для проекта по прототипу Ту-154

Методика	Егер	Торенбик	Реймер
Условие
Обеспечение крейсерского полета	0,218	0,235	0,283
Обеспечение полета на потолке	0,220	0,248
Обеспечение заданной длины разбега	0,375
Обеспечение набора высоты при отказавшем двигателе	0,269	0,261	0,185
Обеспечение			0,255
	0,375	0,261	0,283
Принимаем	0,375	0,261	0,283

Таблица А.5 - Определение взлетной массы в первом приближении для проекта по прототипу Ту-154

Методика	Егер	Торенбик	Реймер
Параметр
Предполагаемая взлетная масса , кг	82400	75000	80600
Абсолютные массы, кг		18000	18000	18000
		525	-	525
		2100	-	-
		-	500	-
		-	20000	-
		-	6900	-
Относительные массы		0,26695	-	-
		0,12601	-	-
		0,118374	-	-
		-	-	0,506732
		0,238667	0,194*	0,15**	0,265093
Взлетная масса в первом приближении , кг	82500,01	74921,77	81031,84
	0,121221	0,104312	0,535784
, м2	144,4834	145,6205	174,262
, даН	30965	19584,91	22936,71
, даН	10321,67	6528,30	7645,57
* относительная масса топлива рассчитана аналитическим методом (используется в дальнейших расчетах). ** относительная масса топлива рассчитана графическим методом (не используется в дальнейших расчетах).

Таблица А.6 - Весовая сводка для проекта по прототипу Ту-154 в соответствии с методикой Егера

НАИМЕНОВАНИЕ	Расчетные данные	Фактические данные прототипа
	, кг		, кг
КОНСТРУКЦИЯ	23119	0,28023	24885	0,2777
Крыло	9148,97	0,1109	9200	0,10267
Фюзеляж	8758,60	0,10617	9490	0,1059
Оперение	1417,78	0,01719	2370	0,0264
Шасси	3578,65	0,04338	3715	0,04145
Окраска	214,995	0,00261	110	0,00123
СИЛОВАЯ УСТАНОВКА	9749,24	0,11817	10921	0,1218
Двигатели	6064,94	0,07351	8230	0,09184
Средства установки двигателей	921,077	0,01117	1289	0,01438
Системы двигателей	921,077	0,01117	913	0,01018
Топливная система	1842,15	0,02233	489	0,00545
ОБОРУДОВАНИЕ И УПРАВЛЕНИЕ	9765,84	0,11837	12644	0,14110
А Самолетное оборудование
Гидросистема, пневмосистема	2145	0,026
Электрооборудование	1072,5	0,013
Радиооборудование	990,000	0,012
Радиолокационное оборудование	907,500	0,011
Аэронавигационное оборудование	990,000	0,012
Противообледенительная система	825,000	0,01
Система управления	1072,5	0,013
В Специальное оборудование
Пассажирское	907,500	0,011
Погрузочно-разгрузочное	855,838	0,01037
ПУСТОЙ САМОЛЕТ	42634,1	0,52091	48450	0,5407
СНАРЯЖЕНИЕ И СЛУЖЕБНАЯ НАГРУЗКА	2325	0,02841	2325	0,02594
Экипаж	525	0,00642	525	0,00586
Спасательное оборудование	252	0,00308	252	0,00281
Снаряжение	1548	0,01891	1548	0,01728
ПУСТОЙ СНАРЯЖЕННЫЙ САМОЛЕТ	44959,1	0,54932	50775	0,56665
ЦЕЛЕВАЯ НАГРУЗКА	18000	0,21993	18000	0,20088
Пассажиры	11400	0,13929	11400	0,12722
Багаж	4560	0,05572	4560	0,05089
Почта	2040	0,02493	2040	0,02277
ТОПЛИВО	18886,4	0,22893	20831*	0,23247
Расходуемое топливо	14663,1	0,17732	18056	0,2015
Навигационный запас	3732,15	0,0456	2375	0,0265
Невыкачиваемое топливо	491,073	0,006	400	0,00446
ПОЛНАЯ НАГРУЗКА	36886,4	0,45068	38831	0,43335
ВЗЛЕТНАЯ МАССА	81845,5	1	89606**	1
ВЕСОВАЯ ОТДАЧА
по полной нагрузке	0,465496	0,4593
по коммерческой нагрузке	0,213686	0,200879
* масса топлива определена по /7/ ** в соответствии с ТТТ взлетная масса самолета Ту-154 составляет 92000 кг (в дальнейшем данное примечание не указывается)

Таблица А.7 - Весовая сводка для проекта по прототипу Ту-154 в соответствии с методикой Торенбика

НАИМЕНОВАНИЕ	Расчетные данные	Фактические данные прототипа
	, кг		, кг
КОНСТРУКЦИЯ	23164,9	0,3117	24885	0,276828
Крыло	8668,008	0,116634	9200	0,10279
Фюзеляж	8482,906	0,114144	9490	0,106038
Оперение	1906,316	0,025651	2370	0,02648
Шасси	2909,948	0,039155	3715	0,04151
Рулевые поверхности	1197,722	0,016116
СИЛОВАЯ УСТАНОВКА	10870,46	0,14627	10921	0,122028
Двигатели	6900	0,092844	8230	0,091959
Гондолы**	1082,654	0,014568	1289	0,01440
ВСУ***	424,5055	0,005712
Топливная система	2343,324	0,031531	489	0,005464
ОБОРУДОВАНИЕ И УПРАВЛЕНИЕ	9903,898	0,133264	12644	0,14128
А Самолетное оборудование
Гидросистема, пневмосистема	652,9	0,008785
Электрооборудование	1667,358	0,022435
Радиолокационное оборудование, аэронавигационное оборудование	1692,055	0,022768
Противообледенительная система	884,0961	0,011896
В Специальное оборудование
Пассажирское	4578,49	0,061607
Погрузочно-разгрузочное	429	0,005773
ПУСТОЙ САМОЛЕТ	43939,26	0,561032	48340	0,54014
СНАРЯЖЕНИЕ И СЛУЖЕБНАЯ НАГРУЗКА	2325	0,029686	2325	0,02598
Экипаж	525	0,007064	525	0,00587
Спасательное оборудование	252	0,003391	252	0,00282
Снаряжение	1548	0,020829	1548	0,0173
ПУСТОЙ СНАРЯЖЕННЫЙ САМОЛЕТ	46264,26	0,590719	50665	0,56611
ЦЕЛЕВАЯ НАГРУЗКА	18000	0,242203	18000	0,20113
Пассажиры	11400	0,153395	11400	0,12738
Багаж	2736	0,036815	2736	0,030571
Почта	3864	0,051993	3864	0,043175
ТОПЛИВО	14054,31	0,189111	20831*	0,232759
Расходуемое топливо	10400,19	0,141833	18056	0,201752
Навигационный запас	2810,861	0,037822	2375	0,026538
Невыкачиваемое топливо	843,2584	0,009456	400	0,00447
ПОЛНАЯ НАГРУЗКА	32054,31	0,409281	38831	0,43389
ВЗЛЕТНАЯ МАССА	78318,56	1	89496	1
ВЕСОВАЯ ОТДАЧА
по полной нагрузке	0,441325	0,459864
по коммерческой нагрузке	0,227863	0,201126
* масса топлива определена по /7/ ** Гондолы в /2/ относятся к группе КОНСТРУКЦИИ *** ВСУ в /2/ относится к группе ОБОРУДОВАНИЯ И УПРАВЛЕНИЯ

Таблица А.8 - Весовая сводка для проекта по прототипу Ту-154 в соответствии с методикой Реймера

НАИМЕНОВАНИЕ	Расчетные данные	Фактические данные прототипа
	, кг		, кг
КОНСТРУКЦИЯ	23995,79	0,297917	24885	0,276828
Крыло	10318,18	0,128104	9200	0,102798
Фюзеляж	7206,907	0,089476	9490	0,106038
Оперение	1580,115	0,019618	2370	0,026482
Шасси	4890,594	0,060719	3715	0,04151
СИЛОВАЯ УСТАНОВКА	9735,451	0,120869	10921	0,122028
Двигатели	7050	0,087528	8230	0,091959
Средства управления двигателями	128,2402	0,001592
Система запуска двигателей	98,43738	0,001222
Топливная система	572,9655	0,007114	489	0,005464
Гондолы**	1665,807	0,020682
ВСУ***	220	0,002731
ОБОРУДОВАНИЕ И УПРАВЛЕНИЕ	5117,041	0,06353	12644	0,14128
А Самолетное оборудование
Гидросистема	154,4485	0,001918
Электрооборудование	670,9762	0,00833
Система управления полетом	835,7792	0,010377
Авионика	971,3215	0,012059
Измерительная аппаратура	178,6409	0,002218
Противообледенительная система	161,2413	0,002002
Система кондиционирования	1038,721	0,012896
В Специальное оборудование
Пассажирское	1081,726	0,01343
Погрузочно-разгрузочное	24,18619	0,0003
ПУСТОЙ САМОЛЕТ	38848,28	0,482316	48340	0,540136
СНАРЯЖЕНИЕ И СЛУЖЕБНАЯ НАГРУЗКА	2325	0,028866	2325	0,025979
Экипаж	525	0,006518	525	0,005866
Спасательное оборудование	252	0,003129	252	0,002816
Снаряжение	1548	0,019219	1548	0,017297
ПУСТОЙ СНАРЯЖЕННЫЙ САМОЛЕТ	41173,28	0,511182	50665	0,566115
ЦЕЛЕВАЯ НАГРУЗКА	18000	0,223477	18000	0,201126
Пассажиры	11400	0,141535	11400	0,12738
Багаж	2250	0,027935	2250	0,025141
Почта	4350	0,054007	4350	0,048606
ТОПЛИВО	21372	0,265341	20831*	0,232759
Расходуемое топливо	19875,96	0,246767	18056	0,201752
Навигационный запас	1282,32	0,01592	2375	0,026537
Невыкачиваемое топливо	213,72	0,002653	400	0,004469
ПОЛНАЯ НАГРУЗКА	39372	0,488818	38831	0,433885
ВЗЛЕТНАЯ МАССА	80545,28	1	89496	1
ВЕСОВАЯ ОТДАЧА
по полной нагрузке	0,516249	0,459864
по коммерческой нагрузке	0,222057	0,201126
* масса топлива определена по /7/ * Гондолы в /3/ относятся к группе КОНСТРУКЦИИ ** ВСУ в /3/ относится к группе ОБОРУДОВАНИЯ И УПРАВЛЕНИЯ

Таблица А.9 - Расчетные параметры проекта по прототипу Ту-154

<...

Методика	Егер	Торенбик	Реймер	Реальные значения
Агрегат	Параметр
Крыло	, м2	144,48	145,62	174,60	180,01
	, м	33,63	33,77	36,97	37,50
	, м	6,68	6,70	7,34	7,46
	, м	1,92	1,92	2,11	2,14
	, м	4,74

Подобные документы

• Конструкция авиационной техники Боинг-737-200

  Техническое описание самолета. Обоснование проектных параметров. Расчет взлетной массы. Компоновка и расчет геометрических параметров основных частей самолета. Коэффициент максимальной подъемной силы. Определение летно-эксплуатационных характеристик.
  
  курсовая работа [891,2 K], добавлен 27.06.2011
  

• Обоснование необходимости разработки информационного тезауруса для проектирования самолета и технологии его изготовления в САПР

  Требования к САПР, принципы ее разработки. Этапы и процедуры проектирования самолетов. Необходимость и проблемы декомпозиции конструкции самолета в процессе его автоматизированного проектирования. Проблемы моделирования и типы проектных моделей самолета.
  
  реферат [44,6 K], добавлен 06.08.2010
  

• Проектирование крыла самолета из композиционных материалов

  Расчет основных элементов продольного, поперечного набора крыла самолета, элеронов, качалки, узлов крепления, обеспечение их прочности и устойчивости. Точность размеров, силовое взаимодействие с элементами конструкции, жесткие требования к стыковым узлам.
  
  курсовая работа [2,5 M], добавлен 13.05.2012
  

• Расчет на прочность сечений крыла

  Расчёт аэродинамических характеристик самолёта. Границы допустимых скоростей. Расчет нагрузок на крыло. Значения параметров расчетного сечения крыла, спроектированного по статическим нагрузкам. Зависимость веса самолета от времени в типовом полете.
  
  дипломная работа [2,3 M], добавлен 15.03.2013
  

• Расчет аэродинамических характеристик самолета Ту-214

  Получение путем расчета аэродинамических характеристик самолета Ту-214 в диапазоне изменения высот и чисел Маха полета. Вычисление геометрических характеристик самолета. Подбор аэродинамического профиля крыла и оперения. Полетная докритическая поляра.
  
  курсовая работа [1,5 M], добавлен 15.02.2014
  

• Проектирование пассажирского турбовинтового самолета

  Статистическое проектирование облика самолета. Назначение, тактико-технические требования к самолету, условия его производства и эксплуатации, определение аэродинамических и технических характеристик. Разработка технологии изготовления детали самолета.
  
  дипломная работа [2,6 M], добавлен 21.11.2011
  

• Лонжерон крыла из КМ самолета РСМ-25 "Robust"

  Технология производства лонжерона крыла самолета РСМ-25 "Robust" из композиционных материалов с подкосом. Определение нагрузок, действующих на крыло, обеспечение прочности и устойчивости конструкции; силовое взаимодействие, требования к стыковым узлам.
  
  дипломная работа [7,7 M], добавлен 16.03.2012
  

• Механизм управления предкрылками самолета

  Предкрылки - профилированная подвижная часть крыла самолета, расположенная в носовой части. Элементы механизма управления предкрылками: электромеханизм, подъемники, трансмиссия, каретка. Работа механизма, расчет его параметров. Выбор способа смазывания.
  
  курсовая работа [452,3 K], добавлен 25.02.2012
  

• Конструкция и расчет планера самолета

  Выбор прототипа самолета по его характеристикам, являющимися исходными данными к проекту. Назначение эксплуатационной перегрузки и коэффициента безопасности. Определение нагрузок, действующих на крыло и выбор типа конструктивно-силовой схемы крыла.
  
  методичка [500,7 K], добавлен 29.01.2010
  

• Проектирование конструкции лонжерона крыла с подкосом самолета RWD-13

  Нормирование нагрузок на крыло. Проектирование полок и стенки лонжерона. Расчет геометрических параметров сечения лонжерона. Проектирование узла крепления подкоса к лонжерону. Технологический процесс формообразования и контроль качества конструкции.
  
  дипломная работа [1,3 M], добавлен 27.04.2012
  

• Проектирование гидроприводов передней стойки шасси и элеронов самолета

  Рассмотрение описание и летно-технических характеристик самолетов. Описание и состав гидросистемы. Изучение понятия, областей применения, составляющих элементов и кинематической схемы элерона. Рассчет мощностей гидропроводови и потерь гидравлики.
  
  курсовая работа [1,6 M], добавлен 27.01.2010
  

• Проектировочный расчет поперечного сечения

  Тактико-технические характеристики самолета Bf 109 G-2. Полетные случаи нагружения крыла при маневре. Построение эпюр внутренних силовых факторов по размаху крыла. Выбор конструктивно-силовой схемы. Подбор сечений элементов продольного набора крыла.
  
  курсовая работа [764,1 K], добавлен 13.04.2012
  

• Конструктивное усовершенствование шасси самолета Ту-154 на основе анализа эксплуатации

  Описание и анализ надежности шасси самолета Ту-154. Конструктивные усовершенствования тормозного цилиндра и дисков колес, расчет энергоемкости тормоза. Механизмы технического сервиса и разработка передвижной установки обслуживания шасси самолета.
  
  дипломная работа [1,2 M], добавлен 15.08.2010
  

• Совершенствование технического обслуживания и ремонта замка убранного положения основной опоры шасси самолетов Ту-204/214

  Особенности конструкции самолета Ту-204 и замка убранного положения шасси. Разработка нового технологического процесса ремонта и внесение изменений в регламент технического обслуживания на самолеты ТУ 204/214. Экономические и функциональные расчеты.
  
  дипломная работа [3,3 M], добавлен 08.04.2013
  

• Проектировочный расчет крыла самолёта на прочность "Су-26"

  Техническое описание конструкции самолета "Су-26". Определение нагрузок на крыло. Определение крутящего момента и подбор толщины обшивки крыла. Подбор толщины стенок и сечений поясов лонжеронов в растянутой и сжатой зоне крыла, сечений стрингеров.
  
  курсовая работа [1,1 M], добавлен 14.06.2010
  

• Проектирование моторамы легкого самолета из композиционных материалов

  Расчет стенки моторамы на срез и смятие композиционных материалов. Формообразование несущего профиля моторамы. Расчет воздухообмена при изготовлении моторамы легкого самолета. Оценка прямых и косвенных расходов на содержание и эксплуатацию оборудования.
  
  дипломная работа [396,6 K], добавлен 13.05.2012
  

• Организация выпуска самолетов

  Организация производства боевых и гражданских самолетов на авиационном заводе Ростова-на-Дону. Номенклатура выпускаемой продукции. Структура управления предприятием, службы главного механика. Технологический процесс механической обработки детали "Корпус".
  
  отчет по практике [111,2 K], добавлен 04.05.2014
  

• Конструктивно-аэродинамические особенности самолета АН-24

  Конструктивно-аэродинамическая компоновка самолета-высокоплана АН-24. Определение аэродинамических характеристик самолета. Подъемная сила и сила сопротивления, их распределение по поверхности. Механизмы возникновения подъемной силы и силы сопротивления.
  
  контрольная работа [1,2 M], добавлен 29.05.2013
  

• Разработка технологического процесса сборки передней левой створки ниши шасси самолета

  Проектирование технологического процесса сборки. Оценка технологичности конструкции передней левой створки ниши шасси самолета. Проектирование схемы увязки заготовительной и сборочной оснастки. Расчет элементов каркаса приспособления на жесткость.
  
  дипломная работа [6,9 M], добавлен 29.07.2020
  

• Проектирование носка стабилизатора самолета

  Порядок проектирования многоцелевого самолета М 101 Т "Гжель", его принцип действия и назначение, основные технические характеристики. Функциональное назначение и техническое описание носка стабилизатора, оценка его технологичности и составление схемы.
  
  контрольная работа [31,7 K], добавлен 26.11.2009
  

• главная
• рубрики
• по алфавиту
• вернуться в начало страницы
• вернуться к началу текста
• вернуться к подобным работам