Вантажний середньо-магістральний літак підвищеної транспортної ефективності з можливістю експлуатації з ґрунтових ЗПС

Размещено на http://www.allbest.ru/

ЗМІСТ

Перелік умовних позначень, скорочень, термінів

Перелік креслень

Вступ

1. ОСНОВНА ЧАСТИНА. ПРОЕКТ ВАНТАЖНОГО СМЛ

Вступ

1.1 Вибір проектних параметрів літака

1.1.1 Обробка статистичних даних

1.1.2 Формування технічного завдання на проект

1.1.3 Вибір та обґрунтування схеми літака

1.1.3.1 Розташування крила та оперення відносно фюзеляжу, їх форма

1.1.3.2 Розташування двигунів, їх тип і кількість

1.1.3.3 Вибір типу та розташування опір шасі

1.1.4 Вибір основних параметрів крила

1.1.5 Вибір основних параметрів фюзеляжу

1.1.6 Вибір оптимального питомого навантаження на крило та наближена оцінка основних аеродинамічних характеристик літака

1.1.7 Оцінка потрібної енергоозброєності літака

1.2 Розрахунок злітної маси літака.

1.2.1 Оцінка відносної маси палива

1.2.1.1 Розрахунок питомої витрати палива

1.2.1.2 Розрахунок відносної маси палива при польоті на максимальну дальність з максимальним комерційним навантаженням

1.2.2 Розрахунок відносних мас основних частин літака

1.2.3 Рішення рівняння балансу мас

1.3 Підбір двигунів

1.4 Розрахунок мас літака

1.5 Компоновка літака

1.5.1 Розрахунок геометричних характеристик та компоновка крила

1.5.1.1 Геометричні характеристики крила

1.5.1.2 Геометричні характеристики елеронів

1.5.1.3 Компоновка та визначення геометричних параметрів механізації крила

1.5.2 Компоновка та розрахунок основних параметрів оперення

1.5.3 Компоновка фюзеляжу

1.5.3.1 Геометричні та конструктивні параметри фюзеляжу

1.5.3.2 Кабіна екіпажу

1.5.3.3 Вантажна кабіна

1.5.3.4 Люки та двері

1.5.4 Компоновка шасі

1.6 Центровка літака

1.6.1 Визначення центра мас спорядженого крила

1.6.2 Визначення центра мас спорядженого фюзеляжу

1.6.3 Визначення центра мас спорядженого літака

1.6.4 Розрахунок варіантів центровки

1.7 Технічний опис конструкції літака

1.7.1 Аеродинамічна компоновка літака

1.7.2 Конструкція планера

1.7.2.1 Фюзеляж

1.7.2.2 Крило

1.7.2.3 Оперення

1.7.2.4 Шасі

1.7.3 Гідравлічна система літака

1.8 Оцінка льотно-технічних характеристик літака

1.8.1 Визначення злітної дистанції

1.8.1.1 Розрахунок злітної дистанції нормального зльоту

1.8.1.2 Розрахунок злітної дистанції продовженого зльоту

1.8.2 Визначення дистанції зниження та посадочної дистанції

Висновок

2. СПЕЦІАЛЬНА ЧАСТИНА. ЕЛЕРОН ПРОЕКТОВАНОГО ЛІТАКА

Вступ

2.1 Призначення елерона

2.2 Технічний опис конструкції елерона

2.3 Побудова епюр поперечних сил, згинальних та крутних моментів, що діють на елерон

2.4 Розрахунок на міцність силової нервюри елерона

Висновок

3. Науково-дослідна частина. Аналіз економічності проектованого вантажного СМЛ

Вступ

3.1 Методика розрахунку продуктивності літака і видатків на його експлуатацію

3.1.1 Визначення продуктивності літака

3.1.2 Визначення видатків на експлуатацію літака

3.2 Розрахунок економічності літака

3.3 Аналіз факторів, що визначають економічність літака

Висновок

4. Охорона праці

Вступ

4.1 Перелік небезпечних і шкідливих виробничих чинників під час технічної експлуатації об'єкта, що проектується

4.2 Технічні заходи, що виключають або обмежують вплив на персонал небезпечних і шкідливих виробничих чинників

4.3 Розрахунок заземлювального пристрою для захисту від статичної електрики

4.4 Забезпечення пожежної та вибухової безпеки об'єкта, що проектується

4.5 Інструкції з техніки безпеки праці при виконанні ТО елерона

Висновок

5. Охорона навколишнього середовища

Вступ

5.1 Законодавча база охорони НПС України

5.2 Розрахунок викидів окису вуглецю та окислів азоту двигунами проектованого літака

5.3 Еколого-економічна оцінка збитку, який спричиняється річними викидами СО і NOх

5.4 Методи і засоби зниження авіаційного шуму

5.5 Розробка заходів по підвищенню екологічної безпеки проектованого літака

Висновок

6. Безпека польотів

Вступ

6.1 Система управління безпекою польотів

6.1.1 Загальні вимоги до системи управління безпекою польотів на авіаційному транспорті

6.1.2 Завдання та функції системи управління безпекою польотів ПС

6.2 Розрахунок злітної дистанції продовженого зльоту

Висновок

7. Метрологічне забезпечення

Висновки

Список використаних джерел

Додаток А. Статистичні дані літаків-прототипів

ПЕРЕЛІК УМОВНИХ ПОЗНАЧЕНЬ, СКОРОЧЕНЬ, ТЕРМІНІВ

АТ	-	авіаційна техніка;
ЛА	-	літальний апарат;
ТОіР	-	технічне обслуговування і ремонт;
СМЛ	-	середньо-магістральний літак;
ЗПС	-	злітно-посадкова смуга;
КСБ	-	кінцева смуга безпеки;
ЛТХ	-	льотно-технічні характеристики;
СУ	-	силова установка;
ЗЧК	-	знімна частина крила;
ГО	-	горизонтальне оперення;
ВО	-	вертикальне оперення;
ГТД	-	газотурбінний двигун;
ТГВД	-	турбогвинтовентиляторний двигун;
САХ	-	середня аеродинамічна хорда;
БАНВ	-	бортові аеронавігаційні вогні;
НПС	-	навколишнє природне середовище;
НАОП	-	нормативні акти охорони праці;
ССБТ	-	система стандартов безопасности труда;
АРО	-	аварійно-рятувальне обладнання.

ПЕРЕЛІК КРЕСЛЕНЬ

№ п/п	Найменування креслення	Формат	Кіл-ть аркушів
1	Вантажний СМЛ (загальний вигляд)	А1	1
2	Вантажний СМЛ (компоновка)	А1	2
3	Елерон (складальне креслення)	А1	3
4	Результати аналізу економічності вантажного СМЛ і оптимізації його проектних параметрів	А1	1

ВСТУП

Враховуючи тенденції росту об'ємів повітряних перевезень на світовому ринку та Україні, а також неминучий процес старіння (у тому числі й морального) і подальшого списування авіаційної техніки по закінченні назначеного ресурсу, виникла потреба поповнення та повної заміни парків авіаційної техніки авіакомпаній новими й сучасними літаками, зокрема вантажними. Найбільш вигідний варіант - заміна літаками вітчизняного виробництва, що дає змогу заощаджувати значні кошти на різниці цін при закупівлі авіапідприємствами (у тому числі і державними) вітчизняних літаків порівняно з закордонними аналогами, на технічному обслуговуванні та ремонті, а також стає можливим експорт літаків і подальше їх технічне обслуговування та ремонту на вітчизняних підприємствах.

Вимоги до авіаційної техніки нового покоління постійно зростають. Новий тип літаків повинен бути конкурентоздатним, а значить володіти високими питомими параметрами щодо комерційного навантаження, дальності польоту, паливної ефективності і т. д. Літак повинен бути автономним на землі, займати мінімальні виробничі площі при технічному обслуговуванні і ремонті, мати мінімальні розгін та пробіг, високу технологічність, великий ресурс і т. д. Крім того, до вантажних літаків висуваються додаткові вимоги, щодо розмірів вантажної кабіни, її об'єму, питомого навантаження на підлогу, технологічності завантаження, можливості експлуатації з ґрунтових ЗПС.

Проаналізувавши зібрані статистичні данні літаків-аналогів (див. додаток А), зроблено висновок - для літака, що дасть змогу задовольнити потреби вітчизняного та закордонного ринків авіаперевезень в частині середньо-магістральних літаків середньої вантажної спроможності, оптимальними будуть наступні параметри:

- комерційне навантаження - 35000 кг;

- дальність польоту з макс. комерційним навантаженням - 3800 км;

- крейсерська швидкість польоту - 740 км/год;

- посадкова швидкість - 205 км/год;

- клас аеродрому базування - «D» (ЗПС ? 1500м, КСБ ? 400м, ширина ЗПС ? 45м, еквівалентне навантаження на опору - менше 200 кН).

Проектований літак, із зазначеними вище параметрами, в першу чергу, повинен зайняти нішу найбільш масового вантажного літака типу Ан-12, параметри якого значно поступаються заданим проектним параметрам нового літака. Реалізація таких параметрів забезпечується, в першу чергу, за допомогою впровадження нових матеріалів та технологій виробництва. Основою для проектування нового літака став сучасний транспортний літак типу Ан-70. Оскільки, літаки цього типу проектувалися як військово-транспортні, до яких висуваються підвищенні (специфічні) вимоги, то до літака, що проектується у даній дипломній роботі вимоги дещо знижені, оскільки даний літак призначений виключно для цивільного використання, тобто повинен забезпечувати якомога вищу економічність перевезень і мати високу транспортну ефективність.

На підставі цих міркувань, в якості науково-дослідної частини дипломної роботи виступає дослідження економічності проектованого літака (розділ 3 «Науково-дослідна частина. Аналіз економічності проектованого вантажного СМЛ»), що дає змогу оптимізувати його проектні параметри і оцінити доцільність використання та конкурентну спроможність проектованого типу літака, з притаманними йому параметрами і характеристиками, на ринку вантажних авіаперевезень.

РОЗДІЛ 1. ОСНОВНА ЧАСТИНА. ПРОЕКТ ВАНТАЖНОГО СМЛ

ВСТУП

Одним з найважливіших початкових етапів проектування ЛА є етап вибору оптимальних проектних параметрів літака. Вибір оптимальних проектних параметрів літака - багатопланове оптимізаційне завдання, спрямоване на формування «вигляду» перспективного літака. Поняття «вигляд літака» включає крім його конфігурації цілий комплекс льотно-технічних, масових, геометричних, аеродинамічних й економічних характеристик. Процес визначення оптимального комплексу цих характеристик носить ітераційний характер, і складається з розрахункових циклів, в яких широко використовуються статистичні дані, методи перерахувань, наближені аеродинамічні й статистичні залежності. На другому рівні використаються алгоритми повного аеродинамічного розрахунку літака, уточнені формули по-агрегатних масових розрахунків, експериментальні дані.

Проектований літак повинен, в першу чергу, мати високі льотні характеристики. Одним зі способів досягнення цієї мети, крім вибору оптимальної аеродинамічної схеми й силової установки, є забезпечення високих питомих масових характеристик планера літака, що загалом визначаються досконалістю конструкції планера, закладеними конструкторами коефіцієнтами запасу міцності силового набору, використаними матеріалами (керуючись, в першу чергу, забезпеченням безпеки та економічності). Повної досконалості конструкції досягти апріорі неможливо. Вона визначається різними факторами - оригінальністю й оптимальністю рішень різних вузлів, найменшими доробками, що приводять до зниження маси конструкції при збереженні необхідної міцності, визначається сукупністю вимог безпеки польотів та їх економічної обґрунтованості.

Після вибору проектних параметрів необхідно провести їх оптимізацію, як це зроблено у розділі 3 «Аналіз економічності проектованого вантажного СМЛ».

1.1 Вибір проектних параметрів літака

1.1.1 Обробка статистичних даних

При виборі проектних параметрів літака, для уникнення закладання у проектування параметрів, які неможливо реалізувати на практиці в одному типі ПС, необхідно керуватися вже досягнутим рівнем технічної досконалості АТ, тобто використати основні характеристики літаків (літаків-прототипів), призначення і параметри яких, найбільш подібні до закладених у проекті. Для забезпечення вище викладеного, виконано збір та аналіз статистичних даних по трьом літакам-прототипам.

В якості літаків-прототипів обрані наступні типи літаків:

- Ан-70Т - транспортний середньо-магістральний літак;

- Іл-76ТД - транспортний середньо-магістральний літак;

- Lockheed С-141В - військово-транспортній літак.

Вибір саме цих типів ПС у якості прототипів зумовлений їхньою подібністю у призначенні, близькими льотно-технічними характеристиками та подібною аеродинамічною схемою з проектованим літаком.

Основні технічні, льотні і геометричні характеристики перелічених вище прототипів викладені у додатку А.

Для отримання цих характеристик проведені необхідні розрахунки, оскільки певна частина їх не викладається у відповідній технічній літературі. [4, 8, 9]

Для розрахунків необхідних характеристик літаків-прототипів і більш повної обробки статистичних даних використані співвідношення, що наведені далі.

Енергоозброєність літака:

,

де nдв - кількість двигунів; N0 - злітна потужність одного двигуна, кВт; m0 - максимальна злітна маса літака, кг.

Питоме навантаження на крило:

,

де g - прискорення вільного падіння, м/с2; S - площа крила, м2.

Максимальна злітна маса літака:

,

де mсл - маса порожнього спорядженого літака, кг; mкн - маса корисного навантаження літака, кг.

Маса порожнього спорядженого літака:

,

де mкл - маса конструкції літака, кг; mсн - маса службового навантаження літака, кг.

Маса корисного навантаження:

,

де mк - максимальна маса корисного навантаження, кг; mп - маса палива, кг.

Швидкість звалювання у злітній конфігурації механізації крила:

,

де - щільність повітря, кг/м3; Cy max зл - коефіцієнт підйомної сили у злітній конфігурації механізації крила.

Швидкість відриву:

.

Швидкість зльоту:

.

Швидкість звалювання у посадковій конфігурації механізації крила:

,

Cy max пос - коефіцієнт підйомної сили у посадковій конфігурації механізації крила.

Швидкість торкання ЗПС:

.

Швидкість заходу на посадку:

.

Швидкість відриву і швидкість торкання пов'язані співвідношенням:

.

Необхідна довжина ЗПС:

,

де Lпр - довжина пробігу, м.

Коефіцієнти підйомної сили у злітній та посадковій конфігураціях механізації крила відповідно:

Середнє значення коефіцієнта підйомної сили у крейсерському польоті:

де н - відношення тисків на висоті крейсерського польоту і рівні моря відповідно; Vкр - швидкість крейсерського польоту, м/с2.

Середнє значення коефіцієнта опору в крейсерському польоті:

де Mкр - число Маха крейсерського польоту.

Рейсова швидкість:

де L - дальність польоту, км.

Максимальна годинна продуктивність літака Пг:

.

Витрата палива на одиницю продуктивності qп:

де CR VH - питома витрата палива в крейсерському польоті, кг/кНг; Kкр - середня аеродинамічна якість літака в крейсерському польоті.

Результати розрахунків наведені у додатку А - «Статистичні дані літаків-прототипів».

1.1.2 Формування технічного завдання на проект

Літак, що проектується повинен відповідати наступним вимогам:

- комерційне навантаження - 35000 кг;

- дальність польоту з макс. комерційним навантаженням - 3800 км;

- крейсерська швидкість польоту - 740 км/год на висоті 9500 м;

- число М польоту при крейсерській швидкості - 0,6801;

- посадкова швидкість - 205 км/год;

- клас аеродрому базування - «D» (ЗПС ? 1500м, КСБ ? 400м, ширина ЗПС ? 45м, еквівалентне навантаження на опору - менше 200 кН);

- екіпаж літака - 2 чол.;

- кількість супроводжуючих - 1 чол.;

- можливість перевезення крупногабаритних вантажів (забезпечення можливості високого питомого навантаження на підлогу вантажної кабіни та розмірів кабіни, що дозволять забезпечити ефективне використання літака);

- можливість виконувати польоти у важких метеорологічних умовах;

- можливість експлуатації з ґрунтових ЗПС.

1.1.3 Вибір та обґрунтування схеми літака

Схема літака визначається взаємним розташуванням його складових частин, агрегатів та вузлів, їх кількістю й формою. Від схеми та аеродинамічної компоновки літака залежить його подальші аеродинамічні та технічно-експлуатаційні характеристики. Вдало обрана схема дозволяє підвищити основні параметри, якими характеризується літак в цілому, як об'єкт транспортної системи цивільної авіації.

1.1.3.1 Розташування крила та оперення відносно фюзеляжу, їх форма

Задані льотні характеристики передбачають проектування літака по схемі - вільно несучий моноплан. При такій схемі крило може кріпитися до фюзеляжу трьома способами:

- крило проходить через середню частину фюзеляжу - «середньоплан»;

- крило кріпиться до нижньої частини фюзеляжу - «нижньоплан»;

- крило кріпиться до верхньої частини фюзеляжу - «високоплан». [2, 7]

Так як у районі середньої частини крила в транспортному літаку знаходиться вантажна кабіна, то для літаків такого типу середнє розміщення крила не застосовується. Для вантажних літаків найбільш вигідне нижнє або верхнє розташування крила.

Нижнє розташування крила має переваги та недоліки.

Переваги:

- легкість компоновки та розміщення механізмів випуску-прибирання шасі;

- захист фюзеляжу від ударів при аварійній посадці;

- запас пливучості паливних баків при приводненні літака;

Недоліки:

- близькість до землі розміщених на крилі силових установок;

- висока інтерференція між крилом та фюзеляжем;

- центроплан крила проходить крізь вантажну кабіну, що порушує єдиний рівень підлоги;

Верхнє розташування крила дозволяє:

- розташувати фюзеляж низько до поверхні землі, що підвищує технологічність завантаження вантажної кабіни, а значить зменшує час простою ПС при підготовці до польотів;

- не займати об'єм вантажної кабіни центропланом крила;

- значно віддалити силові установки від поверхні землі, що значно підвищує безпеку польотів, особливо при експлуатації з ґрунтових ЗПС;

- отримати не високу інтерференцію крила і фюзеляжу;

- отримати вищі, в порівнянні з нижнім розташуванням крила,

аеродинамічні характеристики, зокрема коефіцієнт підйомної сили Cy .

Однак, верхнє розташування крила зумовлює наступні недоліки:

- збільшується поперечний переріз фюзеляжу в районі центроплана;

- збільшення маси конструкції за рахунок необхідності встановлення більш потужних елементів кріплення в районі з'єднання центроплана та ЗЧК, для уникнення зриву крила при аварійній посадці;

- складність рішення компоновки шасі (велика маса шасі при розташуванні на крилі, мала колія шасі при кріпленні до фюзеляжу);

При виборі розташування крила необхідно, в першу чергу, керуватися призначенням проектованого літака, тобто вимоги по перевезенню крупногабаритних вантажів усередині фюзеляжу будуть визначальними при виборі схеми літака. Проаналізувавши і порівнявши усі переваги та недоліки обох схем, можна зробити висновок, що найбільш вигідніша схема розміщення крила відносно фюзеляжу для транспортного літака, заданого у проекті призначення - «високоплан», крім того світовий досвід у авіабудівництві показує, що найбільш вдалими вантажними літаками є літаки з верхнім розташуванням крила.

Схема «високоплан» застосовується на переважній більшості вантажних літаків у світі. Саме на вантажних літаках переваги цієї схеми проявляються у максимальному обсязі, а незначні недоліки нівелюються додатковими конструктивними рішеннями.

Виходячи із заданої швидкості крейсерського польоту й довжини розбігу при зльоті, крило доцільно виконати трапецієвидної форми в плані й надати помірну стріловидність (1/4 = 14). Це дасть змогу отримати високу несучу спроможність, а також забезпечити задану крейсерську швидкість польоту при значно меншому коефіцієнті опору, в порівнянні з прямим крилом, тобто стає можливим поєднати суперечливі вимоги короткого зльоту та відносно високої крейсерської швидкості польоту.

Оперення літака доцільно виконати за класичною схемою. Таке розташування є традиційним для дозвукових літаків і забезпечує кращі характеристики стійкості та керованості для літаків такого типу, в порівнянні з іншими схемами оперення.

У польоті за крилом утворюється зона загальмованого, скошеного та турболізованого потоку. Для літаків з відносно довгою хвостовою частиною фюзеляжу при швидкості крейсерського польоту 650-800 км/год, зона максимальних скосів потоку знаходиться у хвостовій частині фюзеляжу, яка зазвичай зміщується уверх. Тому для таких літаків горизонтальне оперення доцільно розташовувати на фюзеляжі.

У літаків з класичним розташуванням горизонтального оперення при виникненні зриву потоку на крилі й подальшому змішенні супутнього струменю повітря уверх, скіс потоку у зоні горизонтального оперення зменшується, тобто покращується його обтічність. Це викликає появу більшого моменту на пікірування, що дозволяє зменшити кут атаки на крилі і стабілізувати його обтічність. Тобто використавши класичну схему розташування горизонтального оперення, можна значно покращити стійкість літака в цілому.

Головна умова при виборі розташування горизонтального оперення - воно не повинно потрапляти у турболізований і загальмований супутній струмінь повітря від крила (затемнення крилом). Не виконання цієї умови різко понижує ефективність оперення та є передумовою до виникнення коливань типу «бафтінг». Для забезпечення цієї умови база кріплення горизонтального оперення до фюзеляжу знаходиться дещо вище рівня центроплана крила. Це досягнуто шляхом підйому хвостової частини фюзеляжу по відношенню до його середньої частини.

Вертикальне оперення на проектованому літаку виконане по однокільовій схемі, яка застосовується на переважній більшості літаків, і добре зарекомендувала себе у авіабудівництві. Завдяки тому, що горизонтальне оперення виконане по класичній схемі, тобто кріпиться до фюзеляжу, вертикальне оперення можна виготовити із значно меншою масою по відношенню до Т-подібного оперення. Усе це, ще раз підтверджує доцільність використання обраної схеми розміщення оперення на проектованому літаку.

Стріловидність горизонтального та вертикального оперень, виходячи з умови забезпечення якомога кращих характеристик керованості та стійкості, при досягненні швидкості польоту, що відповідає Мкрит , повинна бути більшою ніж стріловидність крила. Завдяки цьому, явища пов'язані із стисненням повітря, на оперені виникатимуть на вищих швидкостях ніж на крилі, а значить керованість на такому перехідному режимі польоту буде збережена.

З урахуванням вище викладеного, прийняті наступні значення стріловидності для оперення літака:

- стріловидність горизонтального оперення - 1/4 = 20;

- стріловидність вертикального оперення - 1/4 = 30.

1.1.3.2 Розташування двигунів, їх тип та кількість

Виходячи з технічного завдання на проект, силова установка повинна забезпечувати безпечний політ на крейсерській висоті Hкр = 9500 м та швидкість польоту Vкр = 740 км/год (Mкр = 0,6801). Найкраще для цього підходять газотурбінні двигуни (ГТД).

При виборі типу ГТД основним критерієм, що дасть змогу забезпечити високі показники транспортної ефективності, буде питома витрата палива.

Найбільш перспективним та вдалішим двигуном для дозвукових літаків є турбогвинтовентиляторний двигун (ТГВД). Літаки, на яких застосовується двигуни такого типу, можуть досягати відносно високих швидкостей крейсерського польоту (650-800 км/год) при значно меншій, в порівнянні з іншими типами двигунів, питомій витраті палива.

Особливість турбогвинтовентиляторних двигунів - застосування на них лопатей «шаблевидного» типу. По своїй природі ефект «шаблевидних» лопатей такий же, як і стріловидного крила, тобто «шаблевидні» лопаті виконані таким чином, щоб зменшити стрибки ущільнення на їх кінцях, а значить відтягується явище зриву потоку. Це забезпечує збільшення числа Mкрит, що дозволяє підвищити частоту обертання лопатей й досягати відносно високої швидкості польоту. [2, 7]

Кількість двигунів необхідних для забезпечення усіх закладених у проекті льотних та економічних характеристик, залежить від ряду факторів, обумовлених як призначенням літака, так і його основними параметрами транспортної ефективності.

Силова установка сучасного літака проектується з урахуванням забезпечення незалежної (автономної) роботи двигунів. Міжремонтний ресурс сучасних ГТД досягає кількох тисяч годин наробітки, а імовірність їхньої відмови не велика. Тому виникає питання пов'язане з вибором встановлення на ПС меншої кількості більш потужних двигунів, або більшої кількості менш потужних двигунів. При виборі кількості та потужності двигунів необхідно виходити, перш за все, з міркувань безпеки польотів, керуватися положеннями міжнародного та вітчизняного законодавства (ICAO, Повітряний Кодекс України, Авіаційні Правила України), зокрема щодо живучості АТ.

При встановлені більшої кількості двигунів підвищується безпека польотів, крім того енергоозброєність літака може бути меншою, адже стає можливим розподілити її на більше частин (двигунів), тобто при відмові одного двигуна, літак з більшою кількість двигунів, матиме енергоозброєність вищу ніж літак з меншою кількістю двигунів, на один двигун якого припадає більша частина від усієї енергоозброєності літака, в порівнянні з літаком з більшим числом двигунів.

З іншого боку, більша кількість двигунів призводити до зменшення показників економічності літака, так як зростають витрати на обслуговування та ремонт двигунів. Крім того, зростає сумарний мідель гондол двигунів, що призводить до зниження ефективної потужності силової установки, адже зростає коефіцієнт лобового опору літака в цілому, що також відбивається на транспортній ефективності літака.

Виходячи з вище викладеного, та міркувань безпеки польотів на проектованому літаку встановлено чотири двигуна типу ТГВД.

Обраний тип двигунів дозволяє лише два наступні варіанти їх розміщення на літаку:

- у гондолах, що кріпляться на кінцях горизонтального оперення;

- у гондолах на крилі.

Перший варіант розміщення двигунів є експериментальним, і досі не застосовується на серійних літаках, крім того, такий варіант передбачає масивне горизонтальне оперення. Другий варіант розміщення двигунів набув широкого застосування у сучасному авіабудівництві.

Розміщення двигунів у гондолах на крилі доцільне по наступним причинам:

- двигуни розвантажують конструкцію крила у польоті, зменшуючи згинальний момент від зовнішніх навантажень, що дає можливість виконати крило менш потужним, а значить знизити його відносну масу;

- двигуни відіграють роль демпферів коливань крила, а також є протифлаттерними балансирами;

- забезпечується додатковий обдув крила двигунами, що дає можливість значно знизити швидкість відриву при зльоті;

- зручність при обслуговувані двигунів;

- забезпечується надійне ізолювання двигуна від крила за допомогою протипожежних перегородок;

- забезпечується можливість відносно легкого встановлення на двигунах засобів шумопоглинання.

Варіант розташування двигунів на крилі має один суттєвий недолік - при відмові двигуна у польоті виникає значний повертаючий момент в горизонтальній площині (відносно вертикальної осі Y), що потребує збільшення площі вертикального оперення для забезпечення необхідних характеристик шляхової стійкості.

Проаналізувавши усі переваги та недоліки обох варіантів розміщення двигунів обрана схема, при якій двигуни розташовані у гондолах на крилі.

1.1.3.3 Вибір типу та розташування опір шасі

Тип шасі визначається розташуванням опір відносно площини симетрії літака, його центра мас і повздовжньої осі. Тип обраного шасі суттєво впливає на стійкість, керованість і прохідність літака. Шасі повинні задовольняти параметри, які переважно ґрунтуються на заздалегідь визначених умовах експлуатації ЛА.

Вирізняють наступні типи шасі:

- трьохопорне шасі з хвостовою опорою;

- трьохопорне шасі з носовою опорою;

- велосипедне шасі, або шасі типу «тандем»;

- комбіновані типи шасі, зокрема чотирьохопорне та ін.. [2, 7]

Особливість трьохопорного шасі з хвостовою опорою - розміщення основних стійок шасі перед центром мас літака. Основними перевагами цього типу шасі є порівняно невелика відносна маса його конструкції і максимально допустимий кут атаки при зльоті. Суттєвий недолік такого шасі - недостатня стійкість у шляховому керуванні при зльоті і приземлені, що загалом і визначило долю такого типу шасі - на сучасних ЛА воно практично не застосовується. [2, 7]

Особливість шасі типу «тандем» - розміщення стійок в площині симетрії літака. Така схема передбачає встановлення на кінцях крила додаткових крильових опір, що в сумі із специфікою самого шасі (існує висока імовірність перехилення на крило, звідки і значне обмеження швидкості на поворотах при рулінні) погіршує переміщення ПС по аеродрому, що не припустимо для вантажного літака. Для велосипедного шасі характерно майже рівномірне розподілення маси літака між носовою та хвостовою опорами, а також значне віддалення основної (хвостової) опори від центра мас літака, що разом значно ускладнює зліт - необхідно забезпечити відносно високу швидкість відриву і як наслідок - збільшення дистанції розгону літака. Також необхідне встановлення додаткових механізмів для покращення зльоту - регулятор видовження передньої опори, для збільшення кута атаки. Застосування велосипедного шасі передбачає використання корисного об'єму вантажної кабіни літака, що не бажано для транспортних літаків. Перевагами такого типу шасі є його мала відносна маса та висока стійкість шляхового керування на значних швидкостях при пробізі.

Трьохопорне шасі з носовою опорою - найбільш поширена схема, яка застосовується у авіації досить довго і зарекомендувала себе з кращого боку. Такий тип шасі гармонічно поєднує в собі усі характеристики необхідні для ефективного використання ПС і забезпечення його безпечної експлуатації. На проектованому літаку застосований саме такий тип шасі.

Трьохопорне шасі передбачає кріплення опори до носової частини фюзеляжу, на яку припадає до 10% маси літака, і двох основних опор позаду центра мас літака. Основні опори можуть розміщуватися на крилі або фюзеляжі. Оскільки проектований літак - вантажний літак-високоплан, для якого пріоритетна перш за все масова віддача, основні опори шасі будуть розміщені на фюзеляжі, що у збиток високій стійкості літака при русі на землі, значно зменшить відносну масу шасі, ізолює крило від додаткового навантаження і покращить технологічність завантаження кабіни, порівняно з варіантом розміщення шасі на крилі. Така схема кріплення опор шасі передбачає певні труднощі у її реалізації, оскільки необхідно створити додатковий об'єм для їхнього розміщення, що не займатиме корисного об'єму вантажної кабіни - ніші шасі. Крім того, необхідно впровадити додаткові конструктивні заходи для покращення стійкості літака при шляховому керуванні - виніс кронштейнів кріплення стійок шасі в сторони для збільшення їх колії.

Правильність вибору типу шасі підтверджується також багаторічним досвідом у авіабудівництві - на переважній більшості сучасних транспортних літаків застосовується саме трьохопорне шасі з носовою опорою.

1.1.4 Вибір основних параметрів крила

При виборі основних параметрів крила необхідно керуватись, в першу чергу, призначенням і заздалегідь визначеними умовами експлуатації проектованого літака - швидкість крейсерського польоту, необхідні злітно-посадкові характеристики та ін.. Вибір параметрів здійснюється з урахуванням статистичних даних існуючих літаків подібного призначення - літаків-прототипи.

До числа основних характеристик і параметрів крила відносяться:

- профіль крила;

- стріловидність крила по лінії ј хорд;

- подовження крила;

- звуження крила;

- кут поперечного V крила.

Параметри крила залежать від числа М крейсерського польоту - Мкр . Для польоту на максимальну дальність найвигідніша швидкість, що відповідає числу Мкрит , або дещо менша за неї. Для заданого числа Мкр = 0,6801 крейсерського польоту доцільно застосувати несиметричні несучі профілі крила із закрученою передньою кромкою та відносно переднім зміщенням максимальної відносної товщини профілю . Обраний тип профілю крила - критичний (піковий) профіль. Значення середньої відносної товщини профілю крила - .

Ґрунтуючись на досвіді проектування крил сучасних літаків, проектованому крилу доцільно надати геометричну і аеродинамічну крутку, що зменшить індуктивний опір крила.

Для проектованого крила прийняті наступні параметри:

- кут установки крила у кореневому перерізі 0 = 3;

- кут установки крила у кінцевому перерізі к = 0.

Надання крилу певної стріловидності є найбільш ефективним засобом збільшення критичного числа Мкрит польоту. Збільшення стріловидності крила не тільки віддаляє початок хвильової кризи на вищі швидкості, а й згладжує його протікання і значно зменшує приріст опорів. Крім того, стріловидність крила прямопропорційно підвищує критичну швидкість флатера і дивергенції.

З іншого боку, стріловидність викликає зниження несучої спроможності крила - зменшення коефіцієнта підйомної сили Сy max , аеродинамічної якості крила Kmax , а також погіршується ефективність механізації крила. Через явище бокового перетікання прикордонного слою до кінців стріловидного крила, виникає тенденція до кінцьового зриву потоку на великих кутах атаки, що призводить до втрати поперечної керованості й подальшої нестійкості літака у поперечному каналі. Застосування стріловидного крила передбачає ускладнення і збільшення маси конструкції крила, що викликає додаткові затрати при його виробництві. Тому для крила проектованого літака обраний мінімальний кут стріловидності по лінії ј хорд крила - 1/4 = 14, який задовольняє умову забезпечення крейсерської швидкості польоту із заданим числом Мкр = 0,6801. [2, 7]

Подовження крила наближено розраховується за емпіричною формулою:

.

Після розрахунку, подовження крила остаточно прийнято рівним

кр = 9,5.

При виборі звуження крила необхідно враховувати його значний вплив на аеродинамічні і масові характеристики крила, а також його жорсткість.

Збільшення звуження сприятливо впливає на розподілення зовнішніх навантажень по крилі, його масу й жорсткість. Це дає можливість збільшити будівельну висоту та корисний об'єм середньої частини крила, що сприяє розміщенню більшої кількості палива і агрегатів функціональних систем. Крім того, збільшується площа крила, що ефективно обслуговується механізацією.

Однак, збільшення звуження крила має також і негативні наслідки: виникає кінцьовий зрив набігаючого потоку, що спричиняє зниження ефективності елеронів літака.

Виходячи з вищевикладених вимог та особливостей, для крила проектованого літака прийнято значення звуження крила рівним

кр = 3,25.

Кут поперечного V крила є засобом підвищення поперечної стійкості літака. Його величина й знак, в основному, залежить від обраної схеми літака та кута стріловидності крила. Стріловидність крила в свою чергу підвищує поперечну стійкість літака, тому крилу доцільно надати помірний від'ємний кут поперечного V крила.

Керуючись даними по літакам-прототипам, для крила проектованого літака обрано кут поперечного V крила рівним

кр = - 430'.

1.1.5 Вибір основних параметрів фюзеляжу

Фюзеляж - базова частина літака. Вирізняють силовий та цільовий фактори призначення фюзеляжу. У силовому відношенні призначення фюзеляжу - замкнення силової схеми літака, а у цільовому - розміщення екіпажу та вантажу. Аеродинамічні та масові характеристики фюзеляжу значною мірою залежать від його форми і розмірів, що визначаються формою поперечного перерізу фюзеляжу, його подовженням та еквівалентним діаметром. [2, 7]

Діаметр фюзеляжу визначається з урахуванням забезпечення необхідного об'єму вантажної кабіни для повного забезпечення призначення проектованого літака. На довжину фюзеляжу впливають значення величин пліч горизонтального та вертикального оперень.

Подовження фюзеляжу та його складових частин визначається виходячи з міркувань забезпечення необхідних аеродинамічних та масових характеристик фюзеляжу і літака в цілому.

Вибір подовження фюзеляжу доцільно здійснювати орієнтуючись на статистичні дані літаків-прототипів. Для фюзеляжу проектованого літака обрані наступні подовження:

- сума подовжень фюзеляжу ф ? 7,27;

- подовження носової частини фюзеляжу нос ? 1,2;

- подовження хвостової частини фюзеляжу хв ? 3,47.

Форма поперечного перерізу фюзеляжу впливає на технологічність виготовлення та його кінцеву масу. Для забезпечення мінімальної маси та простоти виготовлення обрано круглий поперечний переріз фюзеляжу з еквівалентним діаметром Dф = 5,6 м.

По обраним значенням величин подовження та діаметра фюзеляжу визначається довжину фюзеляжу:

lф = ф Dф = 40,712 м.

Довжина носової частини фюзеляжу:

lнос = нос Dф = 6,72 м.

Довжина хвостової частини фюзеляжу:

lхв = хв Dф = 19,432 м.

1.1.6 Вибір оптимального питомого навантаження на крило та наближена оцінка аеродинамічних характеристик літака

При виборі параметрів крила з урахуванням статистичних даних літаків-прототипів, можливо знайти лише один окремий оптимум, що задовольнятиме необхідний комплекс параметрів проектованого літака, закладений на початку проектування. Оптимальне питоме навантаження на крило, з точки зору аеродинамічної досконалості, характеризується відсутністю на крейсерському режимі польоту хвильових опорів при наближеній рівності індуктивного та профільного опорів крила та оперення. Вимога мінімалізації маси крила, накладає на сукупність можливих значень питомого навантаження та параметрів крила, додаткову умову - число М, що відповідає початку хвильової кризи на крилі повинно дещо перевищувати число М при реалізації крейсерської економічної швидкості на розрахунковій висоті польоту. [2, 7]

Оптимальний коефіцієнт підйомної сили при режимі крейсерського польоту розраховується по наступній формулі:

де еф - ефективне подовження крила; Сx інд - коефіцієнт індуктивного опору крила при умові, що М = Мкрит - Мкр = 0,008…0,02. [4, 8, 9]

Коефіцієнт індуктивного опору крила визначається наступним чином:

де kс - коефіцієнт, що враховує особливості крила та балансування літака.

На проектованому літаку використана крутка крила, балансування літака виконується автоматично - дефлектором стабілізатора, демпфування літака здійснюється автоматично за допомогою керма висоти і напряму, а профіль крила - критичний (піковий). Проектований літак призначений для транспортування різноманітних вантажів і експлуатації з ґрунтових ЗПС. Усі вищевикладені умови задовольняє коефіцієнт kс = 0,82.

;

,

де - середня відносна товщина крила; - кут стріловидності крила по лінії ј хорд, радіан.

Ефективне подовження крила розраховується за формулою:

;

;

.

Число Мкрит початку хвильової кризи на крилі визначається за формулою:

.

Питоме навантаження на крило для характерних етапів польоту визначається по наступним співвідношенням:

- в середині режиму крейсерського польоту:

;

- на початку режиму крейсерського польоту:

,

де - відносна маса палива (по статистиці);

- при зльоті:

,

де Hкр - висота крейсерського польоту.

Коефіцієнт опору фюзеляжу та мотогондол при крейсерському режимі польоту визначається по наступній емпіричній формулі:

,

де - орієнтовна оцінка злітної маси по статистиці; - середнє значення коефіцієнта комерційного навантаження по прототипам; - наближена оцінка тягоозброєності літака; - приблизна оцінка енергоозброєності; nмг - кількість мотогондол.

Коефіцієнт опору літака на початку режиму крейсерського польоту визначається за формулою:

.

Коефіцієнт опору літака в середині режиму крейсерського польоту:

.

Середня аеродинамічна якість крейсерського польоту:

.

Необхідний коефіцієнт підйомної сили при посадці з максимальною посадковою масою визначається наступним чином:

,

де - коефіцієнт, що враховує вплив землі на процес обтікання крила; - відносна максимальна посадкова маса; - відносна маса палива; Vтор - максимальна допустима швидкість торкання землі, км/год.

Згідно з АПУ-25 до значення швидкості заходу на посадку висуваються наступні вимоги:

Vзах. пос ? (1,08…1,1)Vтор та Vзах. пос ? 1,3Vзв. пос ,

де Vзв. пос - швидкість звалювання у посадочній конфігурації крила.

Тому при компоновці механізації крила необхідно забезпечити максимальний коефіцієнт підйомної сили у посадковій конфігурації, що відповідає швидкості звалювання, тобто Cy max пос = 1,5Cy пос .

Виходячи з умов посадки, необхідний ступінь механізованості крила складає:



де Cy проф - коефіцієнт підйомної сили профілю крила.

Такий ступінь механізованості крила забезпечується встановленням на задню кромку крила двохщільових висувних дволанкових закрилків і трьох секцій інтерцепторів на кожному напівкрилі і на передню кромку - відхиляємого носка (від борту фюзеляжу до гондоли внутрішнього двигуна) і щілинного висувного передкрилка.

Максимальний коефіцієнт підйомної сили у злітній конфігурації знаходиться у межах Cy max зл = (0,86…0,88)Cy max пос .

При цьому, коефіцієнт підйомної сили в момент відриву літака від ЗПС дорівнює:

Cy відр = (0,7…0,73)Cy max зл .

1.1.7 Оцінка потрібної енергоозброєності літака

Потрібна енергоозброєність літака на початку режиму крейсерського польоту розраховується по наступній залежності:

де RVH - потрібна тяга на початку режиму крейсерського польоту; пг - ККД повітряного гвинта. [4, 8, 9]

Потрібна енергоозброєність при умові реалізації крейсерського польоту:



Потрібна стартова енергоозброєність при умові безпечного зльоту:

де - потрібна стартова тяга.

Потрібна стартова тягоозброєність літака при умові забезпечення безпечного зльоту:

де Lзпс - довжина ЗПС, згідно заданого в технічному завданні на проект, класу аеродрому.

Усі розрахунки по наведеним у даному пункті розділу, виконані за допомогою ПЕОМ.

1.2 Розрахунок злітної маси літака

Оптимізація параметрів і розрахунок мас літака виконуємо на ПЕОМ по програмі «Проект літака із ТГД» на підставі залежностей наведених у цьому підрозділі і по алгоритму зображеному на рис. 1.1. [4, 8, 9]

Размещено на http://www.allbest.ru/

Размещено на http://www.allbest.ru/

Размещено на http://www.allbest.ru/

Размещено на http://www.allbest.ru/

Размещено на http://www.allbest.ru/

Размещено на http://www.allbest.ru/

Размещено на http://www.allbest.ru/

Размещено на http://www.allbest.ru/

Размещено на http://www.allbest.ru/

Размещено на http://www.allbest.ru/

Размещено на http://www.allbest.ru/

Рис. 1.1. Алгоритм розрахунку мас літака

1.2.1 Оцінка відносної маси палива

1.2.1.1 Розрахунок питомої витрати палива

Для розрахунку відносної маси палива необхідно заздалегідь визначити середню питому витрату палива по заданим (обраним) параметрам силової установки.

Питома витрата палива на злітному режимі роботи двигуна дорівнює:



де N0 - злітна потужність одного двигуна, кВт.

Середня крейсерська питома витрата палива при польоті з максимальним комерційним навантаженням на максимальну дальність визначається наступним чином:

де Hкр - висота крейсерського польоту, км; - відносна потужність двигуна на крейсерському режимі польоту.

де пг - ККД повітряного гвинта.

1.2.1.2 Розрахунок відносної маси палива при польоті на максимальну дальність з максимальним комерційним навантаженням

Відносна маса палива, що витрачається на зліт та набір крейсерської висоти наближено визначається за наступною залежністю:



де mz - ступінь двохконтурності двигуна (для ТГВД mz = 15). [4, 8, 9]

Відносна маса палива, що витрачається на зниження з крейсерської висоти та приземлення:

Відносна маса аеронавігаційного запасу палива розраховується за наступною формулою:

де Ke = 0,01 - для середньо-магістральних літаків.

Відносна маса палива, що витрачається на крейсерському режимі польоту наближено оцінюється наступним чином:

де L - дальність польоту з максимальним комерційним навантаженням, км.

Відносна маса палива при польоті з максимальним комерційним навантаженням на максимальну дальність розраховується за наступною формулою:



1.2.2 Розрахунок відносних мас основних частин літака

Відносна маса крила наближено визначається по наступній формулі:

де k1 = 0,98 - коефіцієнт, що враховує розвантаження крила силовою установкою; ; - відносна маса палива; a = 1,6; b = 2; k2 = 0,6 - коефіцієнт, що враховує затяжеління конструкції крила через експлуатаційно-технологічні з'єднання; z - ступінь механізації крила, відповідає обраному раніше значенню; - відносна площа прикореневих напливів крила. [4, 8, 9]

Відносна маса горизонтального та вертикального оперень наближено визначається наступним чином:

де kб - коефіцієнт, що враховує демпфування коливань оперення; - максимальна швидкість польоту при плануванні літака, км/год; , - коефіцієнти при класичній схемі оперення; 1/4го, 1/4во - стріловидність горизонтального та вертикального оперення по лінії ј хорд відповідно.

Відносна маса шасі розраховується за наступною формулою:

де k1 = 1,82 - коефіцієнт, який залежить від варіанту кріплення основних опор шасі (в даному випадку основні опори шасі кріпляться до фюзеляжу); k2 = 1,1 - коефіцієнт, що залежить від кількості основних опір шасі; k3 = 1 - коефіцієнт, що враховує покриття ЗПС.

Відносна маса силової установки розраховується по наступній формулі:

де nдв - кількість двигунів; - енергоозброєність літака.

Використовуючи вищевикладені залежності, коефіцієнт В0 визначається наступним чином:

Відносна маса фюзеляжу визначається за формулою:

де k1 = 3,36 - 0,333Dф - коефіцієнт, що залежить від діаметра фюзеляжу та компоновки літака; k2 - коефіцієнт, що залежить від схеми кріплення основних опор шасі (у даному випадку основні опори кріпляться до фюзеляжу); k3 - коефіцієнт, що враховує наявність вирізів під шасі у фюзеляжі; k4 - коефіцієнт, що залежить від варіанту транспортування вантажу (у даному випадку - вантаж транспортується у контейнерах); j = 0,754 - 0,01Dф2/3 - показник степені, що залежить від типу літака (у даному випадку літак - вантажний з рампою).

Відносна маса обладнання та елементів системи керування літаком обчислюється по наступній формулі:

де

кількість людей на борту літака (екіпаж та супроводжуючі).

1.2.3 Рішення рівняння балансу мас

Всі властивості і параметри літака взаємопов'язані між собою. Математичним відображенням цього взаємозв'язку є рівняння балансу мас літака. У зручному для аналізу вигляді рівняння балансу мас можна записати наступним чином:

де m0 - злітна маса літака; mкн - маса комерційного навантаження; - відносна маса крила; - відносна маса горизонтального оперення; - відносна маса вертикального оперення; - відносна маса фюзеляжу; - відносна маса шасі; - відносна маса силової установки; - маса обладнання та елементів системи керування літаком; - маса палива; - відносна маса спорядження. [4, 8, 9]

Всі відносні маси пов'язані з тими або іншими властивостями й параметрами літака і є одночасно функціями від злітної маси, наприклад:

Відповідно, рішення рівняння балансу мас літака може бути виконано лише ітераційним методом з використанням для початкового кроку орієнтовної оцінки злітної маси літак. Деякі відносні маси літака мають слабкий функціональний зв'язок зі злітною масою, і на даному етапі обчислення можуть бути визначені з достатньою точністю до остаточної оцінки т0 . Ця обставина спрощує розв'язок рівняння балансу мас, зводячи його до рішення системи рівнянь:

Цю систему рівнянь можна потати в іншому вигляді:



де nек. супр - кількість членів екіпажу та супроводжуючих.

Критерієм достатньої точності рішення є похибка:

Злітна маса літака визначається по наступній формулі:

1.3 Підбір двигунів

Потрібна потужність одного двигуна на крейсерському режимі польоту визначається по наступній формулі:

де nдв - кількість встановлених на проектованому літаку двигунів. [4, 8, 9]

Потрібна потужність одного двигуна на злітному режимі визначається по наступній формулі:

На основі знайдених потрібних потужностей двигунів на основних етапах польоту та заздалегідь обраних параметрів силової установки, виконується підбір двигуна для проектованого літака.

На даний момент не існує двигуна обраного типу (ТГВД) потрібної потужності, що втілює в собі визначені необхідні параметри, для забезпечення виконання призначення проектованого літака у повній мірі. Виходячи з цих міркувань, необхідно скласти технічні вимоги на двигун, певна кількість яких у сукупності забезпечили б визначені вимоги до силової установки проектованого літака. Усі технічні вимоги на двигун зведені у табл. 1.1.

Таблиця 1.1

Технічні вимоги на двигун

№ п/п	Найменування вимоги до двигуна	Розмірність	Значення
1	2	3	4
1	Тип двигуна		ТГВД
2	Злітна потужність N0	кВт	9959,3
3	Потужність на крейсерському ре-жимі NVH (Мкр=0,6801, Hкр=9,5км)	кВт	5772,8
4	Питома витрата палива на злітному режимі CNo		0,1752
5	Питома витрата палива на крейсерському режимі		0,1426
6	Маса силової установки	кг	23803
7	Питома маса силової установки	кг/кВт	0,597
8	Діаметр двигуна	мм	1350
9	Довжина двигуна	мм	3100
10	Діаметр гондоли двигуна	мм	1500
11	Довжина гондоли двигуна	мм	4300

Діаметр гондоли двигуна наближено визначається по наступному співвідношенню:

Довжина гондоли двигуна наближено визначається по наступному співвідношенню:

Під викладені у табл. 1.1 вимоги, найбільш підходить двигун Д-27, що виготовляється на українському державному підприємстві «Запорізьке машинобудівельне конструкторське бюро «Прогрес» ім. академіка А. Г. Івченко».

Д-27 принципово новий турбогвинтовентиляторний двигун з високими газодинамічними параметрами робочого циклу, що розроблявся для літаків типу Ан-70/70Т, Бе-42 та Ан-180. Цей двигун має значно вищу паливну ефективність, ніж сучасні турбореактивні двоконтурні двигуни. Особливості конструкції двигуна Д-27: компресор двокаскадний з малою кількістю ступенів, останній ступінь - відцентровий; камера згоряння високотемпературна із рівномірним полем температур на вході у турбіну; турбіна трьохвальна з системою активного керування радіальними зазорами та широким використанням просторового профілювання лопатевого апарату, робочі лопатки монокристалові; редуктор одноступеневий диференціальний із вбудованим вимірювачем потужності; система автоматичного керування двигуном електрона типу FADEC. Конструктивна схема двигуна Д-27 показана на рис. 1.2.

Размещено на http://www.allbest.ru/

Параметри двигуна Д-27 повністю задовольняють отримані шляхом розрахунків технічні вимоги до двигуна проектованого літака. Параметри силової установки проектованого літака наведені у табл. 1.2.

Таблиця 1.2

Параметри встановленого на літаку двигуна Д-27

№ п/п	Найменування параметру	Значення
1	Тип двигуна	ТВВД Д-27
2	Потужність, е.к.с/кВт	14000/10640
3	Кількість встановлених на літаку двигунів	4
4	Степінь підвищення тиску на злітному режимі	22,9
5	Степінь підвищення тиску крейсерська Hкр = 11 км	29,7
6	ККД гвинтовентилятора (крейсерське)	0,9 (Мп = 0,7)
7	Маса двигуна (без гвинтовентилятора), кг	1650
8	Витрата повітря, кг/с	27,4
9	Температура перед турбіною на зльоті, К	1640
10	Потужність крейсерська (Hкр = 11 км), е.к.с/кВт	6750/5130
11	Довжина двигуна, мм	4198
12	Діаметр гвинтовентилятора, мм	4500
13	Діаметр двигуна, мм	1370
14	Країна-виробник	Україна

1.4 Розрахунок мас літака

Розрахунок мас функціональних груп та систем проектованого літака при розробці технічної пропозиції виконується наближено, з широким використанням статистичних даних літаків прототипів. [4, 8, 9]

Відносні маси основних частин проектованого літака визначаються наближено, з достатньою довірчою імовірністю, на підставі наведених у попередніх підрозділах формул та залежностей. Усі масові розрахунки виконані на ПЕОМ по програмі «Проект літака з ТГД».

В результаті проведених розрахунків визначені відносні маси основних функціональних груп та систем. Їхні маси розраховуються по наступній загальній формулі:

Наближений розподіл мас між складовими елементами основних функціональних груп проводиться по наступним співвідношенням, що отримані на підставі статистики:

- маса основних опор шасі:

де mш - маса шасі;

- маса висотного обладнання та системи протиобледеніння:

де mкн - маса комерційного навантаження; m0 - злітна маса літака;

- маса швартувального обладнання, декоративної обшивки та теплозвукоізоляції:

де mкн - маса комерційного навантаження; m0 - злітна маса літака;

- маса кабінного обладнання:

де nекп - кількість членів екіпажа (2 чол.); nсупр - кількість супроводжуючих вантаж (1 чол.);

- маса управління та гідросистем:

де mкн - маса комерційного навантаження; m0 - злітна маса літака;

- маса управління:

...