Весовое проектирование магистральных самолетов

Размещено на http://www.allbest.ru/

Весовое проектирование магистральных самолетов

Введение

взлетный самолет технический

Определение взлетной массы самолета является основной задачей процесса проектирования. Достижение высокой точности выполнения данной задачи необходимо уже на ранних стадиях проекта, так как значения масс являются решающим фактором в определении многих параметров самолета: нагрузок, центровки, облика и др. Таким образом, высокая точность позволит значительно уменьшить длительность процесса разработки проекта за счет сокращения времени на выявление ошибок и отклонений и на внесение изменений в проектные решения.

Определение массы самолета может быть выполнено при помощи различных статистических формул, созданных на основе регрессионного анализа. Данный подход обладает определенными недостатками: применяются грубые модели агрегатов, основанные на балочной теории, а компоновочные особенности самолета учитываются посредством поправочных коэффициентов, значения которых выводятся на основе статистических данных о существующих самолетах, которые отражают как оптимальные, так и неоптимальные конструкции, что приводит к значительному разбросу расчетных масс.

В данной работе рассматриваются три метода поэлементного расчета массы самолета в соответствии с методиками Егера, Торенбика и Реймера.

В соответствии с методикой Егера, представленной в /1/, в данной дипломной работе проводится оценка технических требований к самолету, определяется значение взлетной массы в первом приближении и с использованием поэлементного метода расчета массы самолета вычисляется взлетная масса во втором приближении. Методика Егера является основой для отечественного учебного курсового и дипломного проектирования, поэтому, исходя из опыта выполнения курсовых работ, ее недостатки хорошо известны. В дипломной работе рассматривается несколько измененный вариант методики Егера в соответствии с методическими указаниями к выполнению курсовых и дипломных работ кафедры КиПЛА СГАУ /2, 3/.

По аналогии с методикой Егера на основе материалов, представленных в /4/, в дипломной работе разрабатывается методика по Торенбику. Вид формул соответствует данным источника, порядок выполнения и объем методики определяется автором диплома. Таким образом, в рассматриваемой методике предусматривается оценка технических требований проектируемого самолета, определяется взлетная масса в первом приближении и проводится поэлементный расчет взлетной массы самолета во втором приближении. В ходе выполнения расчетов особое внимание обращено на выявленные ошибки и неточности формул, представленных в /4/.

В качестве третьего подхода к расчету самолета предлагаются методы, изложенные в /5/. Издания данной книги на русском языке не существует, поэтому, для целей данной работы автором диплома был выполнен перевод некоторых глав из /5/, на основе которых по аналогии с методикой Егера разрабатывается методика по Реймеру. Многие формулы видоизменены вследствие перевода системы единиц США (AVOIRDUPOIS WEIGHT) в метрическую систему измерения. Методика по Реймеру включает в себя оценку технических требований к самолету, определение взлетной массы в первом приближении и поэлементный расчет массы самолета во втором приближении.

Для трех рассматриваемых подходов к эскизному проектированию проводится анализ расчетных условий, верификация методов и отдельных статистических формул.

В качестве итога данной дипломной работы предлагается методика расчета самолета, разработанная на основе материалов вышеуказанных авторов, в которой делается попытка уйти от определенных недостатков отдельных подходов и указываются пути дальнейшего совершенствования процесса эскизного проектирования самолета с учетом современных тенденций улучшения характеристик самолетов по массовым показателям.

Сопоставление и анализ существующих методов весового проектирования самолетов, а также разработка новой уточненной методики эскизного проектирования позволяют говорить о совершенствовании процесса весового проектирования, роль и значение которого «проявляется в достижении всех видов эффективности - весовой, топливной и экономической, показатели которых отражают в свою очередь общий уровень технического совершенства летательных аппаратов, а также научные и технологические достижения в области аэродинамики, двигателестроения, конструкционного материаловедения, радиоэлектроники» /6/.

В дипломной работе приводятся расчеты, позволяющие оценить экономический эффект (экономию средств), получаемый в результате использования более совершенных методик проектирования самолета, а также рассматривается важность поднятой проблемы с точки зрения экологии.

В соответствии с тремя вышеуказанными методиками и разработанной на их основе комбинированной методикой проводится проектирование трех самолетов, прототипами для которых являются уже существующие самолеты Ту-154, Ту-204 и Ил-96-300. В дальнейшем для проектируемых самолетов используется термин «проект по прототипу...».

1. Выбор основных параметров самолета

Процессу выбора основных параметров и проведению расчетов предшествует задание исходных данных, которые определяются ТТТ, эксплуатационными ограничениями и техническими возможностями. Таким образом, к исходным данным относятся: расчетная дальность полета , скорость крейсерского полета (число Маха), скорость захода на посадку, аэродинамическое качество, масса целевой нагрузки, удельный расход топлива двигателем и др.

Ниже рассматриваются три различных метода выбора основных параметров самолета и расчета его массы. Расчеты ведутся для трех проектов, прототипами для которых являются уже существующие самолеты Ту-154, Ту-204 и Ил-96-300. Исходные данные, а также результаты расчетов представлены в ПРИЛОЖЕНИЯХ А, Б, В.

1.1 Расчет самолета в соответствии с методикой Егера

В соответствии с методикой Егера, представленной в /1/, определяется следующий порядок выбора основных параметров самолета:

1) Вычисляется относительная масса расходуемого в полете топлива из формулы:

(1.1.1)

Из формулы (1.1) получаем следующее квадратное уравнение:

(1.1.2)

Решая (1.2), получаем следующее выражение для относительной массы топлива:

,

где величины и определяются заданием;

и берутся по статистике.

2) Определяется величина удельной нагрузки на крыло из условий посадки самолета:

, (1.1.4)

где величина определяется заданием;

;

берется по статистике в зависимости от системы механизации крыла:

Для эффективной механизации

Для слабой механизации .

В расчетах в соответствии с методикой Егера были приняты следующие коэффициенты максимальной подъемной силы при посадке:

Для проекта по прототипу Ту-154 =2,7;

Для проекта по прототипу Ту-204 =2,9;

Для проекта по прототипу Ил-96-300 =2,9.

3) Определяется величина удельной нагрузки на крыло из условия обеспечения заданной крейсерской скорости полета , исходя из стандартного выражения :

, (1.1.5)

где ;

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

берется по статистике или рассчитывается по формуле: , если известна поляра самолета. Величина может определяться и выражением:

(1.1.6)

Коэффициент сопротивления при нулевой подъемной силе определяется по статистике или может быть определен по формуле (1.1.7) /2/:

Эффективное удлинение крыла /2/:

 (1.1.8)

4) Проводится выбор величины удельной нагрузки на крыло:

(, )

5) Определяется тяговооруженность самолета из условия набора высоты при одном отказавшем двигателе:

, (1.1.9)

где задается НЛГС-2 для соответствующего числа двигателей;

- берется по статистике, ,

где см. пункт 8.

На расчетном этапе полета (механизация крыла отклонена во взлетное положение, шасси убрано) градиент набора должен составлять значения, указанные в Таблице 1.1.1.

Таблица 1.1.1 - Значения градиента набора высоты на расчетном этапе полета

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

6) Определяется тяговооруженность самолета из условия обеспечения горизонтального полета, исходя из того, что в горизонтальном полете . Тогда, при полете на высоте

, (1.1.10)

где - относительная плотность воздуха на высоте Н;

- коэффициент, учитывающий изменение тяги по скорости полета:

, (1.1.11)

где величина берется по статистике, ;

- коэффициент, учитывающий степень дросселирования двигателя в крейсерском полете до режима, соответствующего неограниченному времени работы двигателя, или до режима, соответствующего оптимальному расходу топлива. Обычно он принимается равным 0,8...0,9.

Если неизвестна величина , но по статистике может быть принята величина и при заданной и заданной высоте полета

, (1.1.12)

где - см. пункт 4.

7) Определяется тяговооруженность самолета из условия обеспечения полета на потолке:

(1.1.13)

Коэффициент рассчитывается для скорости .

8) Определяется тяговооруженность самолета из условия обеспечения заданной длины разбега самолета при взлете :

, (1.1.14)

где , и берутся по статистике;

можно принимать:

2,1...2,3 - при эффективной механизации крыла;

=

1,5...1,7 - при средней механизации крыла;

- аэродинамическое качество самолета при разбеге, = 8...11 для дозвуковых самолетов.

Для расчетов в соответствии с методикой Егера были приняты следующие статистические значения:

Для проекта по прототипу Ту-154 = 2,1, = 9;

Для проекта по прототипу Ту-204 = 2,3, = 10;

Для проекта по прототипу Ил-96-300 = 2,3, = 11.

Если задана не длина разбега, а сбалансированная длина ВПП, то величина может быть определена по эмпирической формуле:

(1.1.15)

9) Проводится выбор тяговооруженности самолета

(,,, )

10) На основании предварительного значения взлетной массы самолета, которое выбирается на основе статистических данных, определяются относительные массы конструкции самолета , силовой установки , оборудования и управления и топливной системы в первом приближении. Для этого могут быть использованы статистические данные, приведенные в /1/, а также следующие приближенные формулы /2/:

, (1.1.16)

где К = 0,7...0,8 - для пассажирских самолетов с двумя ТВД и топливом в крыле;

К = 0,55 - для пассажирских самолетов с двумя ТРД (ТРДД) и топливом в крыле;

К = 0,35 - для самолетов с четырьмя ТРД (ТРДД) и топливом в крыле;

, (1.1.17)

где - удельная масса двигателя;

и - статистические коэффициенты зависят от числа двигателей (Таблица 1.1.2).

;

Таблица 1.1.2 - К определению относительной массы силовой установки

Число двигателей
2	2,26	3,14
3	1,87	1,54
4	2,14	2,71

, (1.1.18)

где - число пассажирских мест.

, (1.1.19)

где 0,04...0,06 - для легких самолетов (< 6000 кг);

0,06...0,07 - для всех других самолетов;

0,05...0,06 - для дозвуковых самолетов, меньшие значения b берутся для тяжелых самолетов;

- учитывает массу агрегатов топливной системы: =1,02 - для тяжелых самолетов большой дальности, = 1,1...1,2 - для средних и легких самолетов.

11) В зависимости от заданной массы целевой нагрузки (коммерческой нагрузки) и массы служебной нагрузки (снаряжения) определяется величина взлетной массы самолета в первом приближении.

(1.1.20)

Так как расчет взлетной массы в первом приближении предполагает задание некоторого предполагаемого значения взлетной массы, то процесс вычисления имеет итерационный характер. Таким образом, расчет необходимо проводить до тех пор, пока предполагаемое и расчетное значения не станут равными с допускаемой погрешностью в 3-5%.

12) С учетом выбранных на основе статистики значений относительных параметров , , , , и зная выбранные величины , и вычисленную величину , получим основные абсолютные размеры самолета:

площадь крыла:

, (1.1.21)

где , даН/м²;

взлетная тяга двигателей: , (1.1.22)

где , даН;

размах крыла: (1.1.23)

площади оперения: (1.1.24)

(1.1.25)

плечи оперения: (1.1.26)

(1.1.27)

хорды для крыла и оперения определяются по следующим зависимостям:

 (1.1.28)

(1.1.29)

(1.1.30)

На этом заканчивается первая итерация выбора основных параметров самолета. После выбора схемы самолета и определения основных параметров агрегатов производится расчет массы самолета во втором приближении.

На основе полученного расчетного значения взлетной массы самолета в первом приближении проводится расчет масс по отдельным элементам самолета при фиксированных параметрах агрегатов и летных характеристиках. Ниже приведены формулы для расчета масс агрегатов во втором приближении:

1.1.1 Относительная масса крыла

, (1.1.31)

где зависит от ресурса крыла;

определяется механизацией крыла;

зависит от типа топливных баков в крыле.

Коэффициент принимает значения, указанные в Таблице 1.1.3.

Таблица 1.1.3 - К определению относительной массы крыла

Ресурс крыла, тыс.ч	15...20	25...30	40...50
	0,96	1,00	1,05

Принимаем =1,05 для всех проектируемых самолетов;

=1,6 для крыла с наплывами в корневой части, предкрылками, интерцепторами и трехщелевыми закрылками (проект по прототипу Ту-154);

=1,5 для крыла с наплывами в корневой части, предкрылками, интерцепторами и двухщелевыми закрылками (проекты по прототипам Ту-204, Ил-96-300).

=1,05 для баков-кессонов с внутришовной герметизацией (все проектируемые самолеты).

, (1.1.32)

где - заданная нормами прочности расчетная перегрузка;

- коэффициент, учитывающий разгрузку:

, (1.1.33)

где 1, когда двигатели расположены на крыле (проекты по прототипам Ту-204, Ил-96-300);

0 - в остальных случаях (проект по прототипу Ту-154).

Формула (1.1.21) применима для дозвуковых неманевренных самолетов с взлетной массой .

1.1.2 Относительная масса фюзеляжа

, (1.1.34)

где - учитывает положение двигателей;

- положение стоек главного шасси;

- место уборки колес главного шасси;

- вид транспортировки багажа;

- зависит от диаметра фюзеляжа.

Коэффициенты принимают следующие значения:

, если двигатели соединены с крылом, а <5 м (проект по прототипу Ту-204);

, если двигатели установлены на кормовой части фюзеляжа, а <5 м (проект по прототипу Ту-154);

, если двигатели расположены на крыле, или в случае смешанной компоновки, а >5 м (проект по прототипу Ил-96-300).

=0,00, если стойки главного шасси крепятся к крылу (проекты по прототипам Ту-154, Ту-204);

=0,005 для проекта по прототипу Ил-96-300 (дополнительная стойка основной опоры шасси крепится к фюзеляжу).

=0,004, если стойки главного шасси убираются в фюзеляж (проекты по прототипам Ту-204, Ил-96-300);

=0,00, если стойки главного шасси убираются в крыло (проект по прототипу Ту-154);

=0,003, если багаж перевозится в контейнерах (для всех рассматриваемых проектов);

=0,00, в случае бесконтейнерной перевозки багажа;

=0,743, когда 4 м (проекты по прототипам Ту-154, Ту-204);

=0,718, когда > 5,5 м (проект по прототипу Ил-96-300).

Формула (1.1.24) справедлива для дозвуковых магистральных пассажирских самолетов.

1.1.3 Относительная масса оперения

, (1.1.35)

где 1,0, если < 450 даН/м² (для всех рассматриваемых проектов);

0,84, если > 450 даН/м²;

в случае низкорасположенного ГО (проекты по прототипам Ту-204, Ил-96-300);

в случае Т-образного оперения (проект по прототипу Ту-154);

1,0, если применяется обычный материал (в основном Д-16Т) (проект по прототипу Ту-154);

0,95, при ограниченном применении композиционных материалов (проекты по прототипам Ту-204, Ил-96-300).

Относительная масса горизонтального оперения для рассматриваемого класса самолетов:

, (1.1.36)

где - для низкорасположенного ГО (проекты по прототипам Ту-204, Ил-96-300);

- для Т-образного оперения (проект по прототипу Ту-154).

Относительная масса вертикального оперения:

(1.1.37)

Формулы (1.1.25 - 1.1.27) справедливы для дозвуковых самолетов классической схемы ( 10⁴ кг).

1.1.4 Относительная масса шасси

, (1.1.38)

где относительная масса носовой опоры шасси (без колес);

относительная масса главных опор шасси (без обтекателей для шасси в убранном положении и без колес);

масса колес.

, (1.1.39)

где 1,20 для рычажной схемы шасси с выносом амортизационного цилиндра (для всех рассматриваемых проектов);

расчетная (допустимая) масса самолета при посадке:

, (1.1.40)

где L - наибольшая возможная дальность беспосадочного полета, км ;

, , - масса силовых элементов, конструктивных элементов и осей (или тележки) главных опор шасси;

, (1.1.41)

где - габаритная высота стойки главной опоры шасси при необжатом амортизаторе (от оси колес до шарнира поворота стойки при уборке шасси), м;

- относительная масса носовой опоры шасси (на стояке), обычно .

, (1.1.42)

где - коэффициент, учитывающий число главных стоек шасси:

=1,0 , если основная опора состоит из двух стоек (проекты по прототипам Ту-154, Ту-204);

=1,1, если основная опора состоит из трех стоек (проект по прототипу Ил-96-300);

, (1.1.43)

где - число всех колес главных стоек шасси (для шасси с тележкой - число пар колес);

- ширина колеса (шины), м.

Относительная масса носовой опоры шасси:

, (1.1.44)

где - коэффициент, учитывающий число главных стоек шасси:

(проекты по прототипам Ту-154, Ту-204);

(проект по прототипу Ил-96-300).

Масса силовых элементов носовой стойки:

, (1.1.45)

где - высота носовой стойки (от оси колес до оси поворота), м;

- эксплуатационная нагрузка на носовую стойку шасси при торможении, т.

Приближенно:

(1.1.46)

Масса конструктивных элементов носовой стойки:

 (1.1.47)

Если для шасси требуются обтекатели, то их массу необходимо включить в массу шасси. Масса обтекателей шасси составляет 10...12% от суммарной массы шасси.

Формулы (1.1.28 - 1.1.37) справедливы для самолетов всех типов, исключая палубные, с взлетной массой 10⁴ кг.

1.1.5 Масса силовой установки

, (1.1.48)

где - коэффициент, показывающий, во сколько раз масса силовой установки больше массы двигателей;

- удельная масса двигателей;

- стартовая тяга, кгс.

В относительных величинах:

, (1.1.49)

где - стартовая тяговооруженность.

, (1.1.50)

где - коэффициент, зависящий от компоновки самолета и числа двигателей;

=1,02 для трех двигателей, расположенных в хвостовой части фюзеляжа (проект по прототипу Ту-154);

=0,95 для двух двигателей, расположенных на крыле (проект по прототипу Ту-204);

=1,0 для четырех двигателей, расположенных на крыле (проект по прототипу Ил-96-300).

- коэффициент, зависящий от числа М полета, формы воздухозаборников и сопел.

При полете на М<1 и для круглых воздухозаборников и сопел =0,0236.

- число двигателей на самолете (без вспомогательных);

- число двигателей, оборудованных реверсами тяги;

- коэффициент, учитывающий наличие у двигателей форсажных камер;

=1 - без форсажа (для всех рассматриваемых проектов);

1.1.6 Относительная масса топлива

, (1.1.51)

где индексы означают «н. р.» - взлет, набор высоты и разгон до крейсерской скорости;

«сн. п.» - снижение и посадка;

«н. з.» - навигационных запас;

«пр» - прочее (для маневрирования по аэродрому, опробования двигателей, несливаемый остаток).

, (1.1.52)

где - начальная высота крейсерского полета, км.

, (1.1.53)

где - конечная высота крейсерского полета перед снижением самолета, км.

(1.1.54)

(1.1.55)

На режиме (V,K) = const

, (1.1.56)

где - дальность полета без расходования навигационного запаса, км;

- горизонтальная дальность при наборе высоты, разгоне и снижении;

- средняя высота крейсерского полета, км;

W - расчетная скорость встречного ветра, при полете на высотах 10...12 км W=70 км/ч.

1.2 Расчет самолета в соответствии с методикой по Торенбику

По аналогии с методикой Егера на основе материалов, представленных в /4/, в данной дипломной работе была разработана методика по Торенбику. Вид формул соответствует данным источника, порядок выполнения и объем методы определялся автором диплома.

В соответствии с методикой по Торенбику определяется следующий порядок выбора основных параметров самолета.

1) На основе статистических данных задаются предполагаемыми значениями взлетной массы самолета .

2) Определяется удельная нагрузка на крыло из условия обеспечения горизонтального полета на крейсерском режиме:

, (1.2.1)

, (1.2.2)

где коэффициент пропорционален коэффициенту профильного сопротивления; для самолетов с убирающимся шасси его величина находится в пределах от 0,008 до 0,01. Для рассматриваемых проектов принимаем =0,01.

е - коэффициент Освальда, для скоростных реактивных самолетов он составляет 0,75...0,85 (с увеличением стреловидности коэффициент е уменьшается). Для рассматриваемых проектов принимаем е= 0,8.

3) Определяется удельная нагрузка на крыло из условия обеспечения нормального взлета самолета:

, (1.2.3)

где - средняя тяга при средней скорости с учетом эффекта спутной струи и отбора мощности.

 (1.2.4)

Характерные требования к параметрам нормального взлета для самолетов, сертифицируемых по FAR 25, представлены в Таблице 1.2.1.

Таблица 1.2.1 - Требования к нормальному взлету

V4/Vc	kвзл	Hвзл, м
1,25 - 1,3 необязательное требование	1,15	10,7

начальная скорость набора высоты при нормальном взлете, м/с;

эквивалентный коэффициент трения с учетом аэродинамических сил:

(1.2.5)

Принимается 0,02 для бетонного покрытия.

Градиент набора при отрыве:

(1.2.6)

Коэффициент подъемной силы определяется по статистике на основе значений, указанных в /4/ для аналогичных самолетов. Для расчетов в соответствии с методикой Торенбика значения коэффициентов максимальной подъемной силы были приняты равными значениям по методике Егера.

4) Определяется удельная нагрузка на крыло из условия обеспечения посадки.

, (1.2.7)

где - высота условного препятствия на посадке, =15,3 м;

- коэффициент приведения условной дистанции посадки к требуемой;

- среднее ускорение торможения при посадке; для реактивных самолетов с гасителями подъемной силы, противоюзовыми устройствами и воздушными тормозами принимается 0,4...0,5; если в дополнение устанавливается тормозное носовое колесо, то 0,5...0,6. Для всех рассматриваемых проектов принимаем 0,5.

5) Проводится выбор удельной нагрузки на крыло

(, , )

6) Определяется тяговооруженность самолета из условия обеспечения горизонтального полета на крейсерском режиме.

, (1.2.8)

где - относительное давление: .

где Г - функция газогенератора, Г=0,9 для ТРД и ТРДД с низкой m (для проекта по прототипу Ту-154);

Г=1,1 для ТРДД с высокой m (для проектов по прототипам Ту-204, Ил-96-300).

В /4/ не указываются возможные значения коэффициента , где m - масса самолета на определенном этапе полета. Для крейсерского участка полета принимаем ориентировочно .

, (1.2.10)

где - коэффициент, учитывающий сжимаемость воздуха, - для условий крейсерской дальности полета.

(1.2.11)

(1.2.12)

7) Определяется тяговооруженность из условия полета на потолке

8) Определяется тяговооруженность из условия набора высоты при отказе одного двигателя.



Значения коэффициентов подъемной силы и сопротивления берутся для этапа набора высоты.

При требовании к безопасной скорости взлета коэффициент подъемной силы при наборе высоты равен .

Для этапа набора высоты справедлива следующая зависимость:

, (1.2.15)

где 0,018 и Е = 0,7 при выпущенных предкрылках (принимаем для всех рассматриваемых проектов);

0,005 и Е = 0,61 при убранных предкрылках или при их отсутствии.

Для учета прироста сопротивления, вызванного отказом двигателя, величину Е необходимо уменьшить на 4% для схемы самолета с двигателями на крыле (проекты по прототипам Ту-204, Ил-96-300) и на 2% при расположении двигателей в хвостовой части фюзеляжа (проект по прототипу Ту-154).

Для учета влияния нестандартной атмосферы значение тяговооруженности, полученное по (1.2.14), следует разделить на 0,75.

9) Проводится выбор тяговооруженности:

(,,)

10) Определяется относительная масса необходимого на полет топлива.

Относительная масса топлива может быть определена графически по /4/.

где- окружающие давление;

- число Маха на расчетной высоте;

- приведенный удельный расход топлива на крейсерском режиме.

Аналитический метод определения относительной массы топлива основан на уравнении Бреге.

Относительная масса топлива, требуемая на крейсерский полет:

Для определения аэродинамического качества используем следующие зависимости: по уравнению (1.2.2);

(1.2.18)

Коэффициент сопротивления при нулевой подъемной силе рассчитывается в соответствии с уравнением:

, (1.2.19)

где

для крыла: , (1.2.20)

где 1 для консольного крыла;

1,1 для подкосного крыла;

- средняя относительная толщина профиля:

(1.2.21)

Для вычисления (1.2.20) необходимо значение площади крыла, которое можно определить следующим образом: .

Для фюзеляжа: , (1.2.22)

где коэффициент формы фюзеляжа; для полностью обтекаемого фюзеляжа с цилиндрической средней частью .

Величина сопротивления хвостового оперения принимается равной 24% суммарного сопротивления крыла и фюзеляжа, следовательно, 1,24 - типичная средняя величина.

Для гондол: , (1.2.23)

где 1,5 при установке всех двигателей в гондолах (проекты по прототипам Ту-204, Ил-96-300);

1,65 в случае, если два двигателя в гондолах, а третий в хвостовой части фюзеляжа (проект по прототипу Ту-154).

1 при наличии реверса тяги (все рассматриваемые проекты);

0,83 при отсутствии реверса.

удельная тяга, (см. ПРИЛОЖЕНИЕ К).

1,06 - учитывает наличие обтекателей шасси;

Поправка на число Рейнольдса определяется следующим образом:

(1.2.24)

(1.2.25)

Относительная масса резервного топлива:

(1.2.26)

Относительная масса топлива, расходуемого на весь полет:

(1.2.27)

2) Определяется предварительное значение взлетной массы

, (1.2.28)

где - масса несъемного оборудования, =500 кг;

- масса пустого самолета, определяется на основе /4/;

- максимальная ширина фюзеляжа, м;

- максимальная высота фюзеляжа, м;

- максимальная длина фюзеляжа, м.

Масса двигателей известна, если он выбран, в противном случае достаточно принять ее равной 5...6% от взлетной массы.

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

11) С учетом выбранных по статистике значений относительных параметров , , , , и зная выбранные величины , и вычисленную величину , определяем основные абсолютные размеры самолета в соответствии с равенствами (1.1.21 - 1.1.30).

На этом заканчивается первая итерация выбора основных параметров самолета. После выбора схемы самолета и определения основных параметров агрегатов производится расчет массы самолета во втором приближении.

На основе полученного расчетного значения взлетной массы самолета в первом приближении проводится расчет масс по отдельным элементам самолета при фиксированных параметрах агрегатов и летных характеристиках. Ниже приведены формулы для расчета масс агрегатов во втором приближении:

1.2.1 Относительная масса крыла

, (1.2.29)

где - конструктивный размах крыла, ;

- коэффициент пропорциональности; для тяжелых транспортных самолетов .

Формула (1.2.29) справедлива для случая установки на крыле шасси, а также учитывает средства механизации и элероны. В случае применения гасителей подъемной силы и воздушных тормозов приращение массы составит 2%. При установке двух или четырех двигателей на крыло его масса уменьшится соответственно на 5 и 10%. Если шасси не устанавливается на крыло, масса последнего уменьшается на 5%.

1.2.2 Группа хвостового оперения

, (1.2.30)

, (1.2.31)

где 1 для фиксированного стабилизатора;

1,1 для переставного стабилизатора (используется для всех рассматриваемых проектов);

1 при установке ГО на фюзеляже (проекты по прототипам Ту-204, Ил-96-300);

для Т-образного оперения (проект по прототипу Ту-154);

f - коэффициент безопасности; f = 2.

Формулы (1.2.30) и (1.2.31) в представленном виде дают неверные результаты: масса оперения составляет десятки тонн (см. ПРИЛОЖЕНИЕ И). Для расчетов были использованы следующие формулы:

(1.2.32)

(1.2.33)

1.2.3 Масса фюзеляжа

(1.2.34)

Значение массы, полученное по (1.2.34), следует увеличить на 8%, если кабина герметична, на 4% при расположении двигателей в хвостовой части фюзеляжа, на 7% при установке шасси на фюзеляже. Если фюзеляж не имеет ниши для уборки шасси и узлов их крепления, из его основной массы вычитается 4%.

Формула (1.2.34) в представленном виде дает несколько завышенные результаты: относительная масса фюзеляжа составляет около 20% от взлетной массы самолета (см. ПРИЛОЖЕНИЕ И). Возможно, формула (1.2.34) должна иметь следующий вид:

, (1.2.35)

где плечо ГО, м;

- в единицах индикаторной скорости, м/с.

1.2.4 Группа шасси

, (1.2.36)

где 1 для низкоплана (все рассматриваемые проекты);

1,08 для высокоплана.

Для убирающегося шасси коэффициенты принимают значения, представленные в Таблице 1.2.2.

Таблица 1.2.2 - Коэффициенты для расчета массы шасси

	A	B	C	D
Основная опора	18,1	0,131	0,019	2,23*10-5
Носовая опора	9,1	0,082	-	2,97*10-6

1.2.5 Группа рулевых поверхностей

, (1.2.37)

где 0,491 - для транспортных самолетов с бустерным управлением и системой механизации задней кромки. При наличии щитков и предкрылков на передней кромке добавляется 20% массы, для гасителей подъемной силы - еще 15%.

1.2.6 Группа гондол

(1.2.38)

(1.2.39)

Формула (1.2.39) применяется при высокой степени двухконтурности с коротким вентиляторным обтекателем. Величины, полученные по (1.2.38) и (1.2.39), включают массу пилонов и внешние элементы конструкции при установке реверса.

1.2.6 Группа силовой установки

, (1.2.40)

где 1,15 - для реактивных транспортных самолетов, двигатели в гондолах;

1,18 при установке реверса (все рассматриваемые проекты);

1 - при отсутствии реверса.

1.2.7 Оборудование и системы

1.2.7.1 Группа ВСУ

, (1.2.41)

где - характеризует установку ВСУ; 2,5.

, (1.2.42)

где - отбор воздуха, приходящийся на 1 м³ пассажирской кабины;

.

1.2.7.2 Пилотажно-навигационное (ПНО) и радиоэлектронное оборудование (РЭО)

, (1.2.43)

где0,347;

- масса пустого самолета при поставке (масса пустого самолета после изготовления плюс масса стандартных (съемных) элементов), кг;

максимальная дальность, км.

Формула (1.2.43) в представленном виде дает неверные результаты: масса оборудования составляет сотни тонн (см. ПРИЛОЖЕНИЕ И). Для расчетов была использована следующая формула, которая дает приемлемые значения массы оборудования:

(1.2.44)

1.2.7.3 Гидравлическая, пневматическая и электрическая системы

Суммарная масса гидравлической и пневматической систем при бустерном управлении, полностью дублированном, определяется следующим образом:

 (1.2.45)

(1.2.46)

Формула (1.2.46) предназначена для определения массы электрической системы постоянного тока, хотя на прототипах рассматриваемых самолетов используется переменный ток. В /4/ отсутствуют другие данные.

1.2.7.4 Внутренняя отделка и оборудование

, (1.2.47)

где максимальная масса самолета без топлива, кг.

1.2.7.5 Система кондиционирования и противообледенительная система

В /4/ представлены данные для объединенных систем:

, (1.2.48)

где длина пассажирской кабины, м.

1.2.7.6 Прочее

К данной группе относятся вспомогательные устройства, фотооборудование, внешние покрытия и т.п. Обычно массу этой группы принимают в пределах до 1% от

1.3 Расчет самолета в соответствии с методикой Реймера

По аналогии с методикой Егера на основе материалов, изложенных в /5/, автором данной дипломной работы разрабатывается методика по Реймеру. Издания источника /5/ на русском языке не существует, поэтому, для целей данной работы автором диплома был выполнен перевод некоторых глав. Многие формулы видоизменены вследствие перевода системы единиц США в метрическую систему измерения.

В соответствии с методикой Реймера определяется следующий порядок выбора основных параметров самолета.

1) Определяется значение тяговооруженности в зависимости от числа М. Для реактивных транспортных самолетов эта зависимость имеет вид:

(1.3.1)

2) Определяется значение тяговооруженности из условия обеспечения крейсерского полета. В горизонтальном полете имеет место равенство:

(1.3.2)

Аэродинамическое качество на крейсерском режиме определяется по статистике на основе /5/.

Значение тяговооруженности на крейсерском режиме приводится к взлетным условиям:

, (1.3.3)

где - отношение массы самолета на крейсерском участке к взлетной массе, ;

- отношение взлетной тяги к тяге на крейсерском режиме; данное отношение определяется на основе данных о выбранном двигателе (ПРИЛОЖЕНИЕ К), а если это невозможно, то из данных о подобных двигателях. Ориентировочно для ТРДД с высокой степенью двухконтурности оно равно 0,2 - 0,25.

3) Проводится предварительный выбор тяговооруженности самолета:

(,)

4) В зависимости от предварительного значения тяговооруженности определяется удельная нагрузка на крыло из условия обеспечения дистанции разбега. Расчет проводится на основе «параметра взлета» (ПВ), который определяется по Рисунку Г.1 (ПРИЛОЖЕНИЕ Г).

(1.3.4)

При выполнении требования коэффициент подъемной силы при взлете равен:

 (1.3.5)

В соответствии с рекомендациями /5/ коэффициент максимальной подъемной силы в условиях взлета принимается равным = 2 для всех проектируемых самолетов.

5) Определяется удельная нагрузка на крыло из условия обеспечения посадочной дистанции.

, (1.3.6)

гдеучитывает снижение с высоты условного препятствия, для магистральных самолетов 304,8 м.

В соответствии с рекомендациями /5/ коэффициент максимальной подъемной силы в условиях посадки принимаем равным = 2,4 для всех проектируемых самолетов.

Значение удельной нагрузки на крыло при посадке приводится к взлетному значению следующим образом:

, (1.3.7)

где - отношение массы самолета при посадке к взлетной массе, .

6) Определяется удельная нагрузка на крыло из условия обеспечения крейсерского полета.

, (1.3.8)

, (1.3.9)

Значение коэффициента Освальда может быть определено по статистике: для реактивных транспортных самолетов е = 0,8.

Коэффициент сопротивления при нулевой подъемной силе можно определить следующим образом:

, (1.3.10)

где коэффициент эквивалентного поверхностного трения; для гражданских транспортных самолетов он составляет 0,003;

- отношение площади омываемой поверхности самолета к площади крыла (теоретической), определяется по статистике на основе /5/.

Значение удельной нагрузки на крыло, вычисленное по (1.3.9), является оптимальным только для крейсерского режима. Как правило, для реактивных транспортных самолетов оно является «выпадающим», т.е. явно заниженным. В этом случае данное значение удельной нагрузки следует игнорировать.

7) Проводится выбор удельной нагрузки на крыло

(, , )

8) С учетом выбранной удельной нагрузки на крыло определяется значение тяговооруженности из условия обеспечения взлета при отказе одного двигателя.

, (1.3.11)

где скоростной напор q соответствует условиям на уровне моря (1,23 кг/м³) или условиям на высоте 1524 м в условиях жаркого дня (0,974 кг/м³).

9) Проводится итоговый выбор тяговооруженности самолета

(,,)

Если итоговое значение тяговооруженности превышает предварительное, рассчитанное в пункте 3, то следует провести повторные вычисления пунктов 4 - 8, в которых содержится , используя итоговое значение тяговооруженности.

При расчете необходимо учесть влияние механизации на значения и е: при взлетном положении закрылков увеличится на 2%, а е уменьшиться на 5%.

10) Определяется относительная масса пустого самолета.

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

, (1.3.12)

где , кг; , даН/м².

11) Определяется относительная масса топлива, необходимого на полет. Рассмотрим типовой профиль полета магистрального самолета, представленного на Рисунке 1.3.1.



Рисунок 1.3.1 - Типовой профиль полета магистрального самолета

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. Профиль полета делим на следующие этапы: (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.

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

0,97 - 0,99 (1.3.13)

Коэффициент массы на участке набора высота и разгона:

(1.3.14)

Формула (1.3.14) 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.

Коэффициент массы на крейсерском участке определяется при помощи уравнения Бреге:

(1.3.15)

Аэродинамическое качество на крейсерском участке и режиме ожидания может быть определено следующим образом:

(1.3.16)

Аналогичным образом определяется коэффициент массы на режиме ожидания:

, (1.3.17)

где Е - продолжительность режима ожидания, час;

, кг/кгс*час;

На этапе предпосадочного снижения коэффициент массы определяется по статистике:

0,990 - 0,995 (1.3.18)

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

0,992 - 0,997 (1.3.19)

Определяем совокупный коэффициент изменения массы самолета:

(1.3.20)

Относительная масса необходимого на полет топлива определяется следующим образом:

, (1.3.21)

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

Расчет относительной массы топлива по методе Реймера представлен в ПРИЛОЖЕНИИ Д.

12) Определяется взлетная масса самолета в первом приближении.

(1.3.22)

Так как расчет взлетной массы в первом приближении предполагает задание некоторого предполагаемого значения взлетной массы на основе статистического материала, то процесс вычисления имеет итерационный характер. Таким образом, расчет необходимо проводить до тех пор, пока предполагаемое и расчетное значения не станут равными с допускаемой погрешностью в 3-5%.

13) С учетом выбранных по статистике значений относительных параметров , , , , и зная выбранные величины , и вычисленную величину , определяем основные абсолютные размеры самолета в соответствии с формулами (1.1.21 - 1.1.30).

На этом заканчивается первая итерация выбора основных параметров самолета. После выбора схемы самолета и определения основных параметров агрегатов производится расчет массы самолета во втором приближении.

На основе полученного расчетного значения взлетной массы самолета в первом приближении проводится расчет масс по отдельным элементам самолета при фиксированных параметрах агрегатов и летных характеристиках. Ниже приведены формулы для расчета масс агрегатов во втором приближении:

1.3.1 Масса крыла

, (1.3.23)

где - расчетная перегрузка; ;

эксплуатационная перегрузка;

Для рассматриваемых проектов самолетов эксплуатационная перегрузка равна = 2,5.

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

1.3.2 Масса оперения

1.3.2.1 Масса горизонтального оперения

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

= 1,143 для цельноповоротного стабилизатора (все рассматриваемые проекты);

=1,0 в остальных случаях;

= радиус инерции самолета по тангажу; , м.

1.3.2.2 Масса вертикального оперения

где= 0,0 для нормальной схемы ГО (проекты по прототипам Ту-204, Ил-96-300);

=1,0 - для Т-образной схемы (проект по прототипу Ту-154);

= радиус инерции самолета по рысканию; , м;

1.3.3 Масса фюзеляжа

,

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;

Для всех рассматриваемых проектов принимаем =1,12;

= 1,12 если шасси крепится к фюзеляжу (проект по прототипу Ил-96-300);

=1,0 в остальных случаях (проекты по прототипам Ту-154, Ту-204);

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

площадь омываемой поверхности фюзеляжа, может быть определена по ПРИЛОЖЕНИЮ В /4/.

1.3.4 Масса шасси

1.3.4.1 Масса основной опоры шасси

, (1.3.27)

где = 1,126 для убирающегося шасси (все рассматриваемые проекты);

=1,0 в остальных случаях;

- длина основной стойки шасси, м;

- расчетная посадочная масса самолета, , кг;

- количество колес основного шасси;

- расчетная перегрузка при посадке, ;

Для рассматриваемых проектов самолетов = 2,5.

- количество стоек основного шасси;

скорость сваливания, км/ч, .

1.3.4.2 Масса носовой опоры шасси

, (1.3.28)

где = 1,15 для убирающегося шасси;

=1,0 в остальных случаях;

- длина носовой стойки шасси, м;

- количество колес носового шасси;

1.3.5 Масса группы гондол

, (1.3.29)

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

=1,0 в остальных случаях;

- масса двигателя и содержимого, кг (на гондолу) (см. (1.3.30));

- длина гондолы, м;

- ширина гондолы, м;

площадь омываемой поверхности гондолы, которая может быть определена по ПРИЛОЖЕНИЮ В /4/, м².

Масса группы гондол учитывает массу системы подвода воздуха.

1.3.6 Масса силовой установки

1.3.6.1 Масса установленных двигателей

, (1.3.30)

где = 1,4 для винтового двигателя;

=1,0 в остальных случаях;

= 1,18 при наличии реверса тяги;

=1,0 в остальных случаях.

1.3.6.2 Масса системы управления двигателями

, (1.3.31)

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

1.3.6.3 Масса системы запуска двигателей

(1.3.32)

1.3.6.4 Масса топливной системы

, (1.3.33)

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 в соответствии с /4/ следующим образом:

(1.3.34)

1.3.7 Масса оборудования и управления

1.3.7.1 Масса системы управления полетом

, (1.3.35)

где - момент инерции рыскания, кг*м² ;

, (1.3.36)

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 .

1.3.7.2 Масса вспомогательной силовой установки

(1.3.37)

1.3.7.3 Масса измерительной аппаратуры

, (1.3.38)

где= 1,133 для поршневого двигателя;

=1,0 в остальных случаях;

= 0,793 для турбовинтового двигателя;

=1,0 в остальных случаях;

1.3.7.4 Масса гидравлической системы, электрооборудования и авионики

(1.3.39)

, (1.3.40)

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

- мощность электрооборудования, (обычно 40 - 60 для транспортных самолетов, 110 - 160 для истребителей и бомбардировщиков);

, (1.3.41)

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

1.3.7.5 Масса отделки

(1.3.42)

1.3.7.6 Масса системы кондиционирования и противообледенительной системы

, (1.3.43)

- число людей на борту (экипаж и пассажиры)

- объем гермокабины, м³ ;

(1.3.44)

1.3.7.7 Масса погрузочно-разгрузочного оборудования

(1.3.45)

2. Анализ представленных методик и результатов вычислений

2.1 Анализ представленных методик

Все представленные методики определения параметров самолетов - методики Егера, Торенбика и Реймера - опираются на определенный объем статистических данных. Методика Егера предполагает выбор на основе статистики таких параметров, как аэродинамическое качество самолета, коэффициент сопротивления при нулевой подъемной силе, коэффициент максимальной подъемной силы и других. Фактические значения для реальных спроектированных самолетов могут значительно отличаться от предполагаемых, что может привести к несоответствию реальных и расчетных характеристик самолета.

Подобные проблемы возникают при проектировании в соответствии с методиками Торенбика и Реймера. Кроме того, существуют определенные отличия в самих статистических данных, приведенных в различных источниках. Например, в методике Егера коэффициент максимальной подъемной силы при посадке для эффективной механизации составляет от 2,7 до 2,9, в то время как по рекомендациям Реймера это значение ориентировочно следует брать равным 2,4. В методике Торенбика нет отдельных оговорок по данным величинам, но в /4/ представлен обширный статистический материал с указанием взлетно - посадочных характеристик для различных самолетов.

Другой проблемой на первоначальных стадиях проектирования самолета является оценка аэродинамического качества. Ключевым моментом в определении качества является статистическая оценка коэффициента сопротивления при нулевой подъемной силе. В рассматриваемых методах предложены разные подходы. Наиболее простой и, возможно, наименее точный представлен в методике Реймера. Коэффициент сопротивления определяется на основе отношения площади омываемой поверхности самолета к теоретической площади крыла (см. ПРИЛОЖЕНИЕ Е). В методике Егера предложена статистическая формула (1.1.7). В методике Торенбика для оценки коэффициента сопротивления также используются статистические формулы (1.2.19 - 1.2.23). Результаты расчетов коэффициента сопротивления при нулевой подъемной силе представлены в ПРИЛОЖЕНИИ Е.

Также в ПРИЛОЖЕНИИ Е представлены результаты расчетов аэродинамического качества самолета на максимальном и крейсерском режиме. На основании расчетов можем сделать вывод, что наиболее точные результаты позволяет получить методика по Торенбику. В данной методике используется статистический метод оценки сопротивления самолета в зависимости от размеров самолета и двигателей. Как мы видим, для типовых схем самолетов, рассматриваемых в данной дипломной работе, он дает приемлемые результаты, но для новых необычных проектов расхождения могут быть велики.

В данной дипломной работе расчеты проводились для реальных значений аэродинамического качества, которые представлены в ПРИЛОЖЕНИИ Е.

Как было сказано выше, методики по Реймеру и Торенбику были разработаны по аналогии с методикой Егера. В соответствии с методикой Егера предусматривается следующий порядок расчета параметров самолета: первоначально определяется удельная нагрузка на крыло, затем тяговооруженность самолета и в зависимости от массы полезной нагрузки и снаряжения определяются взлетная масса самолета в первом и втором приближениях.

Разработанная на основе материалов /4/ методика по Торенбику предполагает следующий порядок действий: определение удельной нагрузки на крыло в зависимости от предполагаемого значения взлетной массы (предварительное значение взлетной массы необходимо для расчета нагрузки на крыло по условию обеспечения взлета самолета). Затем на основе выбранного значения удельной нагрузки на крыло проводится расчет тяговооруженности самолета. Следующий шаг заключается в определении взлетной массы в первом приближении в зависимости от массы полезной нагрузки и снаряжения. Процесс определения взлетной массы самолета и нагрузки на крыло итерационный, и если предполагаемое значение массы и расчетное значительно отличаются, то необходимо сделать перерасчет с новой предполагаемой взлетной массой. После определения основных геометрических параметров самолета проводится расчет массы самолета во втором приближении.

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.

...