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

Під посадочною дистанцією розуміють сукупність довжини повітряної ділянки зниження по глісаді (починаючи з безпечної висоти польоту Нпос = 15 м до точки торкання ЗПС) і пробігу по ЗПС до повної зупинки. Вертикальна швидкість Vy пос в момент торкання шасі літака до ЗПС складає 0,3…0,5 м/с. Пробіг літака складається з двох етапів. На першому етапі літак здійснює пробіг по ЗПС тільки на основних опорах без гальмування їх коліс. Другий етап пробігу починається з моменту опускання літака на носову опору шасі і характеризується інтенсивним гальмуванням за допомогою основних гальм коліс, реверсу двигунів та за рахунок збільшення лобового опору літака (випуск щитків і інтерцепторів).

Час і дальність початку зниження літака з висоти ешелону до висоти польоту по колу відповідно:

Швидкість заходу на посадку:

Початкова вертикальна швидкість зниження при вирівнюванні літака:

Середня вертикальна швидкість на повітряній ділянці зниження при вирівнюванні літака:

Час зниження на протязі проходження повітряної ділянки зниження при вирівнюванні літака:

Протяжність повітряної ділянки зниження при вирівнюванні літака визначається по наступному співвідношенню:

Посадочна швидкість літака:

Протяжність першого етапу пробігу літака:



де tпр1 = 3…5 с - час першого етапу пробігу.

Протяжність другого етапу пробігу літака:

де Kпроб = 0,22…0,24 - аеродинамічна якість літака при пробізі для літаків з ТГД (ТГВД); fпроб = fгальм + fінтерц + fрев.дв = 0,12…0,15 (для бетонних ЗПС) - коефіцієнт тертя при пробізі літака; fгальм = 0,07…0,1 (для ґрунтових ЗПС) - коефіцієнт тертя гальм коліс шасі; fінтерц = 0,05…0,07 - коефіцієнт тертя від інтерцепторів; fрев = K·nдв. рев·/ nдв .

Протяжність другого етапу пробігу літака при наявності реверсу двигунів:

Довжина пробігу літака без реверсу двигунів та при вмиканні реверсу відповідно:

Посадочна дистанція:



Необхідна посадочна дистанція:

- для аеродрому базування (основного):

- для запасного аеродрому:

Усі розрахунки по наведеним у даному пункті розділу формулам, виконані на ПЕОМ по програмі «Проект літака з ТГД». Результати виконаних розрахунків наведені у додатку В.

ВИСНОВОК

Аналізуючи отримані результати, тобто параметри та льотно-технічні характеристики спроектованого літака, можна зробити висновок, що проектований вантажний СМЛ повністю задовольняє закладені у технічному завданні на проект вимоги (навіть перевищує їх по класу аеродрому базування), а також відповідає своєму призначенню у плані підвищеної транспортної ефективності та можливості експлуатації з ґрунтових ЗПС.

РОЗДІЛ 2. СПЕЦІАЛЬНА ЧАСТИНА. ЕЛЕРОН ПРОЕКТОВАНОГО ЛІТАКА

ВСТУП

Основним прототипом для проектованого літака є літак типу Ан-70. На підставі цього, за основу для розробки елерона проектованого літака взято реальний елерон інтегральної форми літака Ан-70Т, що виконаний з композитних матеріалів (вуглетканина УТ-900, УОЛ-300-1). Оскільки площа крила проектованого літака перевищує площу крила літака Ан-70Т (297,447 і 204,35 м2 відповідно), то для забезпечення необхідної керованості, елерон проектованого літака пропорційно збільшено в порівнянні з елероном літака-прототипа. Для виконання наведених у даному розділі розрахунків використовуються реальні данні по елерону літака Ан-70Т, що були зібрані і опрацьовані в період проходження переддипломної практики на авіапідприємстві АНТК ім. Антонова у відділі проектування крила і оперення (КО-22). [15]

2.1 Призначення елерона

Елерон призначений для керування літаком у поперечному каналі, тобто для створення обертального моменту навколо повздовжньої осі Х. Створення обертального моменту відбувається шляхом відхилення елеронів, тобто за рахунок викликаної різниці підйомної сили на ділянках крила, що обслуговуються елеронами. Відхиляючись униз, елерон працює по аналогії із закрилком, тобто підвищує коефіцієнт підйомної сили за рахунок збільшення кривизни профілю крила. Одночасно відбувається відхилення елерона уверх на іншому напівкрилі, що гасить на ньому підйомну силу, шляхом зриву потоку з його поверхні. В результаті створюється пара сил, що і виступає у ролі обертального моменту. Відхилення елеронів диференційне (на різні кути), оскільки при однакових кутах відхилення, елерон, що відхиляється униз створює більший зустрічний опір польоту, що у свою чергу викликає виникнення моменту ковзання МY (обертального моменту відносно вертикальної осі літака Y). [2]

2.2 Технічний опис конструкції елерона

У хвостовій частині крила між нервюрами №27-36 його консолей, розташовані елементи керування літаком у поперечному каналі - елерони. Елерон (рис. 2.1), складається зі стінки лонжерона 7 типових 3, торцевих 4 та силових нервюр, верхньої 1 і нижньої панелей, закінцівочного профілю 2 і носової частини, що в свою чергу складається з верхнього 8 і нижнього профілів та діафрагм. На стінці лонжерона 7 встановлені стійки, за допомогою яких до неї кріпляться нервюри. [15]

Рис. 2.1. Загальний вигляд елерона:

1 - верхня панель елерона (обшивка); 2 - закінцівочний профіль; 3 - типова нервюра; 4 - торцева нервюра; 5 - кронштейн вузла навіски; 6 - балансир; 7 - стінка лонжерона; 8 - верхній профіль носової частини елерона

По нервюрах №17 і 18 елерона до стінки кріпиться балансир 6, що складається зі стінок і штампованих щік. Деталі балансира, носові верхні профілі, кронштейни навіски, торцева нервюра №30 виконані з алюмінієвих сплавів. [15]

Силовий набір елерона включає несучу обшивку, профільований лонжерон, що складається з двох поясів та стінки, тридцять нервюр, з яких нервюри №1,2 - торцеві, нервюри №6,16 та 26 - силові, нервюри №17,18 - балансировочні.

Усі деталі, крім носових верхніх профілів, кронштейнів навіски, торцевої нервюри №30, виконані з композитних матеріалів. [15]

На верхній і нижній панелях зовні каркаса уздовж закінцівочного профілю встановлено захист елерона від потрапляння блискавки, виконаний у вигляді мідної сітки.

Рис. 2.2. Навіска елерона:

1 - нервюра хвостової частини ЗЧК; 2 - кронштейн по нервюрі крила; 3 - кронштейн по нервюрі елерона; 4 - кронштейн по нервюрі елерона; 5 - стінка лонжерона елерона; 6 - кермовий привід; 7 - знімна панель ЗЧК

Елерон навішений на крило на трьох вузлах навіски 5 по нервюрах №29, 32 та 35 крила та відповідним нервюрам №6, 16 та 26 елерона. Кронштейни 5 кріпляться до стінки лонжерона 7 і відповідних нервюр елерона болтами та мають подвійне розгалуження (вилки). Верхня вилка кронштейна відповідного вузла навіски з'єднана з відповідним кронштейном 2 (рис. 2.2), що кріпиться до відповідної нервюри крила 1 (№29, 32, 35) на його хвостовій частині. Нижня вилка кронштейна по нервюрам №6 та 16 з'єднана з відповідним кермовим приводом 6. Нижня вилка кронштейна навіски елерона по нервюрі №26 елерона з'єднана з тягою датчика вимірювання кута відхилення елерона. На провушинах кронштейнів 2 навіски елерона встановлені маслянки для змащення шарнірних з'єднань. Вісі обертання елерона і шарніру кріплення тяги кермового приводу належать одній площині, паралельній площині лонжерона елерона. Граничні кути відхилення елерона становлять 25 і 15° відповідно уверх і униз. [15]

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

На рис. 2.3 і рис. 2.4 зображено схема елерона літака та його поперечний переріз по силовій нервюрі елерона №16 відповідно. Максимальний швидкісний напір (динамічний тиск) qmax = 2133,333 даН/м2. [16]

Для побудови епюр поперечних сил, згинальних та крутних моментів по розмаху елерона прийняті наступні припущення:

1. Форма елерона в плані прийнята такою, як показано на рис. 2.3, а його навантаження відбувається по поверхні обмеженій віссю лонжерона елерона.

2. Розподілення питомого повітряного навантаження по хорді елерона трапецевидне, тобто наступне:



де - питомі повітряні навантаження по осі лонжерона елерона і його задній крайці відповідно, даН/м2.

3. Навантаження прикладене перпендикулярно площині хорд елерона.

4. Лінія центрів жорсткості співпадає із віссю лонжерона елерона.

5. Шарові шарніри D та Е (рис. 2.3), що знаходяться у безпосередній близькості від опори В, допускають поворот однієї частини елерона відносно іншої як в площині хорд та і із неї.

Необхідні для розрахунків геометричні розміри спрощеного елерона показані на рис. 2.3:

- відстань від лівого краю лонжерона до вузла навіски по н.е. №6 (опора А) а = 0,834 м;

Рис. 2.3. Схема елерона

- відстань між вузлами навіски по н.е. №6, 16 і 26 (опорами А, В і С) a = b = = 1,680 м;

- довжини нервюр у відповідному перерізі елерона (хорд елерона обмежених по осі лонжерона), що отримані з креслення елерона і відповідно дорівнюють l1 = 0,795 м, l6 = 0,728 м, l16 = 0,595 м, l26 = 0,462 м і l30 = 0,409 м.

У відповідності з прийнятим розподіленням питомого повітряного навантаження ординати питомого експлуатаційного навантаження дорівнюють:

Експлуатаційне розподілене навантаження на елерон по і-му перерізу:

де bі - хорда елерона по і-му перерізу. По характерним перерізам елерона - вузли навіски та кінцеві нервюри, bі відповідно дорівнює l1, l6, l16, l26 і l30, м.

Переріз по н.е. №1:

Переріз по н.е. №6:

Переріз по н.е. №16:

Переріз по н.е. №26:

Переріз по н.е. №30:

Розрахункове руйнівне розподілене навантаження по і-му перерізу елерона:

де fб = 2 - коефіцієнт безпеки.

Переріз по н.е. №1:

Переріз по н.е. №6:

Переріз по н.е. №16:



Переріз по н.е. №26:

Переріз по н.е. №30:

Ординати розрахункових величин руйнівного розподіленого навантаження на елерон, по характерним його перерізам, показані на рис. 2.5.

Враховуючи трапецевидне розподілення розподіленого повітряного навантаження, повне розрахункове руйнівне навантаження на елерон дорівнює:

де lел = a + b + c + d = 4,858 м - розмах елерона по осі його лонжерона.

Експлуатаційне розподілене навантаження на елерон для і-го перерізу є рівнодіючою питомого повітряного навантаження, що розподілене вздовж хорди елерона по закону трапеції, тому відстань до лінії центрів навантаження (лінії тиску повного розподіленого повітряного навантаження) від осі лонжерона (границі прикладання повітряного навантаження) рівна відстані центрів тяжіння площі трапеції у відповідному перерізі елерона (див. рис. 2.4):



Рис. 2.5. Схема елерона, що представлена як балка на трьох опорах

де bі - хорда елерона по і-му перерізу. По характерним перерізам елерона - вузли навіски та кінцеві нервюри, bі відповідно дорівнює l1, l6, l16, l26 і l30, м.

Переріз по н.е. №1:

Переріз по н.е. №6:

Переріз по н.е. №16:

Переріз по н.е. №26:

Переріз по н.е. №30:

З умови рівноваги моментів усіх сил, що діють на елерон, відносно осі обертання (рис. 2.3, 2.4 і 2.5) визначаються зусилля Т6 і Т16 у тягах керування (при умові, що Т6 = Т16):

де f = 100 мм = const - відстань між віссю обертання елерона та лінією дії зусилля у тязі (див. рис. 2.4).

Для визначення реакцій у кронштейнах А, В і С розглянемо елерон як балку, що лежить на трьох опорах і має два шарові шарніри D і Е у безпосередній близькості від опори В. Балка навантажена у вертикальній площині розподіленим по закону трапеції навантаженням (рис. 2.5), а у горизонтальній площині - зусиллями у тягах Т6 і Т16 відповідно. [16]

Розглядаючи ліву частину балки можна скласти рівняння рівноваги моментів відносно точки D, і визначити реакцію RА:

де хА = 1,197 м - відстань між шарніром D і центром тяжіння площі трапеції розподіленого навантаження .

Розглядаючи праву частину балки можна скласти рівняння рівноваги моментів відносно точки Е, і визначити реакцію RС:

де хС = 1,099 м - відстань між шарніром D і центром тяжіння площі трапеції розподіленого навантаження .

Склавши рівняння суми проекцій усіх сил на вертикальну вісь, і прирівнявши її до нуля можна визначити реакцію RВ:

Побудова епюри поперечних сил.

Позначимо через z відстань від лівого кінця елерона до перерізу, у якому визначається величина поперечних сил Q, що діють у вертикальній площині, тобто у площині перпендикулярній площині хорд елерона (рис. 2.6 - верхня балка). Розділимо балку на ділянки по характерним перерізам. [16]

Ділянка I - від лівого кінця до опори А (0 ? z ? а):

Ділянка II - між опорами А і В (а ? z ? a + b):

Ділянка III - між опорами В і С (а + b ? z ? a + b + c):

Ділянка IV - від опори С до правого краю елерона (a + b + c ? z ? lел):

Епюра поперечних сил Q по розмаху елерона зображена на рис. 2.6.

Побудова епюри згинальних моментів.

Позначимо через z відстань від лівого кінця елерона до перерізу, відносно якого визначається згинальний момент Мзг від усіх поперечних сил, що діють у вертикальній площині (рис. 2.6 - верхня балка). [16]

Ділянка I - від лівого кінця до опори А (0 ? z ? а):

де вираз у дужках - відстань між перерізом, що задається абсцисою z, відносно якого визначається згинальний момент і центром тяжіння площі розподіленого навантаження на відповідній ділянці балки. При чому z може набувати лише граничних значень (для даної ділянки балки - 0 і а), оскільки відомі ординати розподіленого навантаження тільки по характерним перерізам елерона, що в свою чергу дозволяє визначити значення згинальних моментів лише по цим перерізам, що є достатнім для побудови епюри.

Ділянка II - між опорами А і В (а ? z ? a + b):

Ділянка III - між опорами В і С (а + b ? z ? a + b + c):

Ділянка IV - від опори С до правого краю елерона (a + b + c ? z ? lел):

На ділянках II і III балки, у певних її перерізах, величина поперечних сил набуває нульового значення. Оскільки поперечна сила є похідною від згинального моменту по координаті перерізу, у якому знаходиться їх значення, тобто

а за визначенням - якщо похідна функції набуває нульового значення у точці (при певному аргументі), то ця функція має екстремум у цій точці, тобто згинальний момент у певному перерізі балки, в якому величина Q набуває нульового значення, в свою чергу набуває максимального чи мінімального значення. Для визначення цих значень згинальних моментів необхідно прирівняти рівняння поперечних сил на відповідній ділянці до нуля і визначити координату перерізу z, в якому Q рівна нулю. Підставивши значення z у рівняння згинального моменту для відповідної ділянки балки, отримуємо значення Мзг в точці екстремуму його функції.

Епюра згинальних моментів Мзг по розмаху елерона зображена на рис. 2.6.

Побудова епюри крутних моментів.

Так як, елерон навантажений розподіленим по закону трапеції повітряним навантаженням по лінії центрів тиску і лінія центрів жорсткості співпадає з віссю лонжерона елерона, то величина крутних моментів буде лінійно змінюватися на окремих ділянках елерона. [16]

Для побудови епюри Мкр потрібно скласти вирази для крутних моментів на ділянках елерона (ділянках балки), додаючи моменти, прикладені лівіше відповідного перерізу, положення якого визначає координата z.

Ділянка I - від лівого кінця до опори А (0 ? z ? а):



Ділянка II - між опорами А і В (а ? z ? a + b):

Ділянка III - між опорами В і С (а + b ? z ? a + b + c):

Ділянка IV - від опори С до правого краю елерона (a + b + c ? z ? lел):

Епюра згинальних моментів Мкр по розмаху елерона зображена на рис. 2.6.

2.4 Розрахунок на міцність силової нервюри елерона

Силовий набір елерона включає три силові нервюри по вузлам навіски, тобто нервюри №6, 16, 26, що відповідають нервюрам крила № 29, 32 і 35. Для розрахунку на міцність обрано найбільш навантажену нервюру елерона №16, що виконана з композитних матеріалів (вуглетканина УТ-900, УОЛ-300-1, СВМ). [15]

Розрахунок на міцність нервюри елерона виконується для розрахункового випадку «елерон відхилений униз» (граничний кут відхилення становить 15°), що передбачений діючими авіаційними правилами (АПУ-25) і відповідає найбільшому навантаженню, що діє на елерон літака у польоті.

Розрахунок на міцність виконується по наведеній у даному підрозділі методиці, з використанням даних реального елерона літака Ан-70, яка використовується на підприємстві АНТК ім. Антонова і була опрацьована в період проходження переддипломної практики на цьому підприємстві.

Вихідні дані для розрахунку:

- площа елерона в плані Sел = 3,15 м2;

- максимальна висота теоретичного контуру елерона (по осі лонжерона елерона) Hт.к.max = 0,164 м;

- мінімальна висота теоретичного контуру елерона (по крайці елерона - закінцівочному профілю) Hт.к.min = 0,014 м;

- довжина теоретичного контуру елерона у перерізі по нервюрі елерона №16 Lт.к. = 0,595 м;

- довжина лонжерона елерона Lл.ел = 4,858 м;

- крок нервюр елерона (сталий по усій довжині лонжерона) bн.ел = 0,168 м;

- розрахункове зосереджене навантаження на елерон від аеродинамічних сил для зазначеного розрахункового випадку (отримане з урахуванням коефіцієнту безпеки fб = 2 - з попереднього підрозділу) Рроз = 4159,32 даН = 40789 Н;

- крутний момент, що діє у перерізі елерона по нервюрі №16 (отримано з побудованої у попередньому підрозділі епюри) Mкр = 745 даН·м = 7305,954 Н·м;

- товщина одного слою вуглетканини дсл = 0,24 мм = 0,0024 м.

На рис. 2.7 зображено умовний переріз елерона по силовій нервюрі №16 (теоретичний контур), та діючі на неї навантаження: розподілене навантаження від аеродинамічних сил (qпов) і напруження (qкр) у теоретичному контурі нервюри від крутного моменту Mкр .

Рис. 2.7. Умовний переріз елерона (теоретичний контур) по нервюрі №16

Площа теоретичного контуру:

Напруження у теоретичному контурі нервюри від крутного моменту Mкр:

Питоме навантаження на елерон:



Розподілене навантаження від аеродинамічних сил:

Зосереджене навантаження від аеродинамічних сил:

Нервюра елерона, розглянута як защемлена на лонжероні балка (рис. 2.8).

Згинальний момент, що діє на нервюру елерона №16 (умовно балку), викликаний аеродинамічними силами:

Рис. 2.8. Нервюра елерона, розглянута як защемлена на лонжероні балка

Сумарний момент, що діє на нервюру елерона у перерізі по осі лонжерона:



Основним метою розрахунку на міцність є визначення коефіцієнту запасу міцності з, тобто відношення границі міцності матеріалу ув (у даному випадку пакету певної кількості слоїв вуглетканини) до діючого напруження у його перерізі уд , і визначається по наступній формулі:

де kдег - коефіцієнт деградації, що враховує виробничі та експлуатаційні фактори, тобто властивості волокон вуглетканини (для подальших розрахунків прийнято kдег = 0,76); ув - границя міцності або граничне напруження руйнування матриці (пакету вуглетканини), Па; уд - діюче (прикладене) напруження у перерізі матриці, Па.

Умова міцності виглядає наступним чином:

де m ? 1 - попередньо прийнятий коефіцієнт запасу міцності, значення якого варіюється в залежності від області використання виробу.

У авіабудівництві, у зв'язку з специфікою галузі і підвищеними вимогами до безпеки польотів, при розрахунках на міцність прийнято використовувати завищені значення коефіцієнту запасу міцності. Оскільки у розрахунок коефіцієнту запасу міцності вже включений додатковий коефіцієнт деградації, що передбачає деякий додатковий запас міцності матриці пакету нервюри, то вище наведена вимога цілком задовольняється.

Діюче напруження у перерізі поясу нервюри визначається наступним чином:

де Рп - навантаження, що діє (прикладається) на пояс нервюри, Н; Sп - площа відповідного перерізу поясу нервюри, м2.

Розрахунок міцності проводиться для визначених перерізів нервюри елерона, а саме для перерізу по вісі лонжерона елерона і 120, 160, 240, 297,5 мм від неї (див. рис. 2.9).

Площі відповідних перерізів поясу нервюри елерона визначаються за допомогою схеми, зображеній на рис. 2.10 і по наступній формулі:

де n = 5 - кількість слоїв; n1 = 4 - кількість слоїв; дсл = 0,24 мм - товщина одного слою; bп = 60 мм - ширина поясу нервюри; bст = 2,06 мм товщина стінки нервюри; Н1 = 20 мм - висота поясу нервюри; i - кількість додаткових слоїв (див. рис. 2.9).

Переріз 297,5 мм від вісі лонжерона елерона (i = 0):

Переріз 240 мм від вісі лонжерона елерона (i = 1):

Переріз 160 мм від вісі лонжерона елерона (i = 2):

Переріз 120 мм від вісі лонжерона елерона (i = 3):

Переріз по осі лонжерона елерона (i = 4):

Визначення коефіцієнтів запасу міцності для відповідних перерізів

1. Переріз 297,5 мм від вісі лонжерона елерона:

- Площа обмеженого відповідним перерізом теоретичного контуру:

де Н1 = 82 мм - висота нервюри по відповідному перерізу; «0,2975» - відстань від вісі лонжерона елерона до відповідного перерізу нервюри, м (рис. 2.9).

- Крутний момент відповідного теоретичного контуру нервюри:

- Згинальний момент відповідного теоретичного контуру нервюри, якщо він розглянутий як защемлена балка:

- Сумарний момент, що діє в перерізі нервюри елерона:

- Навантаження, що діє в перерізі нервюри:

- Напруження, що діє в перерізі нервюри:

- Коефіцієнт запасу міцності матриці нервюри у даному перерізі:

літак двигун крило оперення

де ув = 23,6 кг/мм2, або 231,437 МПа - границя міцності або граничне напруження руйнування матриці поясу нервюри у даному перерізі при кількості слоїв вуглетканини n + n1 + і = 9 (отримано в результаті розрахунку на ЕОМ по програмі «Расчет жесткости и прочности обшивок из композитных материалов (программа GPKM, основа - выпуск ЦАГИ №10)» у відділі міцності АНТК ім. Антонова).

2. Переріз 240 мм від вісі лонжерона елерона:

- Площа обмеженого відповідним перерізом теоретичного контуру:

де Н2 = 97,85 мм - висота нервюри по відповідному перерізу; «0,240» - відстань від вісі лонжерона елерона до відповідного перерізу нервюри, м (рис. 2.9).

- Крутний момент відповідного теоретичного контуру нервюри:

- Згинальний момент відповідного теоретичного контуру нервюри, якщо він розглянутий як защемлена балка:



- Сумарний момент, що діє в перерізі нервюри елерона:

- Навантаження, що діє в перерізі нервюри:

- Напруження, що діє в перерізі нервюри:

- Коефіцієнт запасу міцності матриці нервюри у даному перерізі:

де ув = 25,1 кг/мм2, або 246,147 МПа - границя міцності або граничне напруження руйнування матриці поясу нервюри у даному перерізі при кількості слоїв вуглетканини n + n1 + і = 10 (отримано в результаті розрахунку на ЕОМ по програмі «Расчет жесткости и прочности обшивок из композитных материалов (программа GPKM, основа - выпуск ЦАГИ №10)» у відділі міцності АНТК ім. Антонова).

3. Переріз 160 мм від вісі лонжерона елерона:

- Площа обмеженого відповідним перерізом теоретичного контуру:

де Н3 = 119,9 мм - висота нервюри по відповідному перерізу; «0,160» - відстань від вісі лонжерона елерона до відповідного перерізу нервюри, м (рис. 2.9).

- Крутний момент відповідного теоретичного контуру нервюри:

- Згинальний момент відповідного теоретичного контуру нервюри, якщо він розглянутий як защемлена балка:

- Сумарний момент, що діє в перерізі нервюри елерона:

- Навантаження, що діє в перерізі нервюри:

- Напруження, що діє в перерізі нервюри:



- Коефіцієнт запасу міцності матриці нервюри у даному перерізі:

де ув = 27,1 кг/мм2, або 265,76 МПа - границя міцності або граничне напруження руйнування матриці поясу нервюри у даному перерізі при кількості слоїв вуглетканини n + n1 + і = 11 (отримано в результаті розрахунку на ЕОМ по програмі «Расчет жесткости и прочности обшивок из композитных материалов (программа GPKM, основа - выпуск ЦАГИ №10)» у відділі міцності АНТК ім. Антонова).

4. Переріз 120 мм від вісі лонжерона елерона:

- Площа обмеженого відповідним перерізом теоретичного контуру:

де Н4 = 131 мм - висота нервюри по відповідному перерізу; «0,120» - відстань від вісі лонжерона елерона до відповідного перерізу нервюри, м (рис. 2.9).

- Крутний момент відповідного теоретичного контуру нервюри:

- Згинальний момент відповідного теоретичного контуру нервюри, якщо він розглянутий як защемлена балка:



- Сумарний момент, що діє в перерізі нервюри елерона:

- Навантаження, що діє в перерізі нервюри:

- Напруження, що діє в перерізі нервюри:

- Коефіцієнт запасу міцності матриці нервюри у даному перерізі:

де ув = 28,1 кг/мм2, або 275,567 МПа - границя міцності або граничне напруження руйнування матриці поясу нервюри у даному перерізі при кількості слоїв вуглетканини n + n1 + і = 12 (отримано в результаті розрахунку на ЕОМ по програмі «Расчет жесткости и прочности обшивок из композитных материалов (программа GPKM, основа - выпуск ЦАГИ №10)» у відділі міцності АНТК ім. Антонова).

5. Переріз нервюри по вісі лонжерона елерона:

- Площа теоретичного контуру нервюри (попередньо розраховано):

- Крутний момент теоретичного контуру нервюри (з епюри):

- Згинальний момент теоретичного контуру нервюри, якщо він розглянутий як защемлена балка (попередньо розраховано):

- Сумарний момент, що діє в перерізі нервюри елерона (попередньо розраховано):

- Навантаження, що діє в перерізі нервюри:

- Напруження, що діє в перерізі нервюри:

- Коефіцієнт запасу міцності матриці нервюри у даному перерізі:

де ув = 30,8 кг/мм2, або 302,045 МПа - границя міцності або граничне напруження руйнування матриці поясу нервюри у даному перерізі при кількості слоїв вуглетканини n + n1 + і = 13 (отримано в результаті розрахунку на ЕОМ по програмі «Расчет жесткости и прочности обшивок из композитных материалов (программа GPKM, основа - выпуск ЦАГИ №10)» у відділі міцності АНТК ім. Антонова).

ВИСНОВОК

По результатам проведеного розрахунку можна зробити висновок, що силова нервюра елерона №16 при навантаженні у відповідності до розрахункового випадку «елерон відхилений униз», що відповідає найбільшому навантаженню елерона у польоті, має достатній запас міцності.

В результаті вивчення конструкції елеронів літаків-прототипів і виконаних розрахунків розроблені складальні креслення елерона проектованого літака (див. «Перелік креслень»).

РОЗДІЛ 3. НАУКОВО-ДОСЛІДНА ЧАСТИНА. Аналіз ЕКОНОМІЧНОСТІ ПРОЕКТОВАНОГО ВАНТАЖНОГО СМЛ

ВСТУП

Особливістю проектування вантажних літаків є необхідність забезпечення:

- високої масової віддачі проектованого літака;

- високої економічності перевезень;

- максимальної безпеки перевезень;

- можливості здійснювати рейси навіть у важких метеорологічних умовах для отримання високої регулярності польотів.

Усі льотні, технічні та експлуатаційні характеристики вантажного літака підкорюються цим чотирьом основним умовам. [3]

Першим завданням, яке виникає перед конструкторами вантажного літака на початку проектування, є забезпечення якомога найвищої економічності цього літака. Саме з цих міркувань необхідно проводити аналіз економічності проектованого літака, що дає змогу оцінити транспортну ефективність та доцільність введення нового типу проектованого літака на ринок авіаперевезень.

3.1 Методика розрахунку продуктивності літака і видатків на його експлуатацію

3.1.1 Визначення продуктивності літака

Існує декілька методик розрахунку продуктивності вантажного літака і видатків на його експлуатацію, тобто його економічності при експлуатації, і усі вони зводяться до кінцевої формули:

 (3.1)

де а - собівартість тонно-кілометра, у.о./т•км; А - видатки на експлуатацію літака протягом однієї льотної години, або собівартість льотної години, у.о./год; П - планова годинна продуктивність літака, т•км/год. [3]

Планова продуктивність П показує можливості літака в плані вантажних перевезень. Вона визначається добутком комерційного навантаження, його коефіцієнту і швидкості літака по розкладу. Цей коефіцієнт враховує можливість неповного завантаження літака вантажами, сезонність перевезень і нерівномірність завантаження по направленню польоту. Таким чином:

(3.2)

де mком - максимальне комерційне навантаження, т; Vр - швидкість літака по розкладу, км/год; kк - коефіцієнт комерційного навантаження (на теперішній час коефіцієнт приймають рівним 0,95).

Швидкість по розкладу Vр - це середня швидкість літака за період від початку руління в аеропорту вильоту до вимкнення двигунів в аеропорту призначення.

Розрахунок швидкості по розкладу виконується по наступній формулі:

(3.3)

де L - відстань між аеропортами зльоту і приземлення, км; Lз.п - горизонтальна проекція шляху, пройденого літаком за час зльоту, набору висоти, зниження та приземлення, км; tз.п - час, витрачений літаком на виконання наступних режимів польоту: руління до старту, зльоту, розгону, повертання на курс слідування, набору висоти до заданого ешелону, зниження, заходу на посадку, посадки та руління від ЗПС до місця розвантаження, год; Vкр - крейсерська швидкість літака на заданому ешелоні польоту, км/год.

Величини Lз.п та tз.п беруться з аеродинамічного розрахунку літака, при цьому необхідно брати до уваги наступне:

- по умовам забезпечення необхідних умов життєдіяльності екіпажа та супроводжуючих, швидкість набору висоти або зниження не повинна перевищувати значення, при якому тиск у кабіні змінюється більш ніж на 150даН/м2 в хвилину;

- час, що витрачається на руління перед зльотом і після приземлення для літаків з ТГД (ТГВД), приймається рівним 15 хв;

- для літаків із злітною масою більше 30 т потрібно враховувати час і дистанцію розгону літака від швидкості відриву (зльоту) до швидкості найвигіднішого набору висоти;

- виконання маневрів над аеродромом після зльоту и перед приземленням (повернення на курс слідування та захід на посадку) приймається відповідно польоту на висоті 4000 м на протязі 10 хв.

Для швидкості по розкладу Vр визначальними є метеорологічні умови польоту, головним чином вітер. Якщо при визначенні Vр приймають умови польоту із зустрічним вітром, то формула (3.3) набуває наступного вигляду:

(3.3а)

При цьому вважається, що швидкість вітру W = 50 км/год.

Зазвичай, зустрічний вітер не враховується у значенні швидкості по розкладу (рейсової швидкості), особливо при порівняльному розрахунку по декільком типам літаків, так як за тривалий період експлуатації зустрічні та попутні вітри компенсуються. У такому випадку зустрічний вітер враховується у вигляді поправки на відстань між аеропортами. Тоді

(3.4)

де L' - розрахункова відстань між аеропортами з врахуванням того, що політ проходить при зустрічному вітрі.

Якщо розрахунок швидкості по розкладу виконується при відсутності докладного аеродинамічного розрахунку літака і неможливо отримати характеристики окремих етапів польоту, то допускається наближено приймати:

(3.5)

де tр - час польоту по розкладу, рівний

(3.6)

де Дtкр - збільшення часу польоту за рахунок зменшення крейсерської швидкості на наборі висоти і при зниженні, що для літаків з ТГД (ТГВД) приймається рівним 15 хв; Дtр - час, що витрачається на зліт, приземлення та руління перед зльотом і після приземлення, що для літаків з ТГД (ТГВД) приймається рівним 20 хв; Дtм - час, що витрачається на маневрування після зльоту і перед приземленням літака, що приймається рівним 10 хв.

Максимальне значення комерційного навантаження при розрахунковій дальності польоту береться з розрахунку злітної маси літака (у даному випадку mком = 35 т - з технічного завдання на проект).

Значення максимального комерційного навантаження необхідно перевірити в залежності від максимально допустимих злітної та посадочної мас літака.

По першій умові перевірки:

(3.7)

де mзл. max - максимально допустима злітна маса літака, т; mпор - маса порожнього літака, т; mслуж - маса службового навантаження, включно з масою екіпажа, їх багажем, т; mп - маса усього палива на борту літака в момент вильоту, т.

Очевидно, що при цьому значення комерційного навантаження залежить від дальності польоту, так як при зміні дальності польоту змінюється значення потрібного запасу палива.

По другій умові перевірки:

(3.8)

де mпос. max - максимально допустима посадочна маса літака, т; mп. пос - маса палива при приземлені, включно з аеронавігаційним запасом, паливом на руління та невипрацьовуючим залишком палива, якщо останній не включено до маси порожнього літака, т.

Комерційне навантаження, що визначається по цій умові не залежить від дальності польоту. Умовою визначення комерційного навантаження по максимально допустимій посадочній масі літака користуються у тих випадках, коли польоти виконуються на короткі відстані, значно менші за максимальну практичну дальність польоту.

3.1.2 Визначення видатків на експлуатацію літака

Для визначення видатків на експлуатацію літака протягом однієї години, або собівартості однієї льотної години, застосовується метод визначення прямих експлуатаційних видатків (ПЕВ). Розрахована величина прямих експлуатаційних видатків збільшується на 35-38% для врахування не прямих видатків, тобто видатків, що не пов'язані на пряму з експлуатацією літака (видатки на наземні служби та аеропорти, на утримання адміністративного апарату і агентств та т. і.).

Прямі експлуатаційні видатки на літако-годину включають:

- амортизацію літака;

- амортизацію двигунів;

- видатки на поточний ремонт і технічне обслуговування літака і двигунів;

- вартість палива;

- заробітну платню льотно-підйомного складу та супроводжуючих;

- видатки на страхування членів екіпажу, супроводжуючих, вантажів (у даній роботі не враховується). [3]

Амортизація літака. Амортизація літака складається із відрахувань по відновленню первинних видатків (реновація), отриманих шляхом ділення відпускної ціни літака на загальну кількість льотних годин, виконаних за повний строк служби літака, та із вартості капітальних ремонтів. Визначаються ці витрати по наступній формулі:

(3.9)

де Aа.л - амортизаційні відрахування по планеру літака з обладнанням на одну льотну годину, у.о./год; Сл - відпускна ціна (вартість) літака, у.о.; Тл - амортизаційний (повний) строк служби літака, год; tл - строк служби літака між двома капітальними ремонтами, год; kр.л - відношення вартості капітального ремонту до відпускної ціни літака (без двигунів).

Повний строк служби для нових літаків, що надходять в експлуатацію, встановлюється або на підставі досвіду експлуатації літаків аналогічної конструкції, або на підставі результатів випробовувань конструкції літака на втомлювану міцність. Конструкція літака при цих випробовуваннях повинна витримати без суттєвих руйнувань таке число циклів навантаження, яке складає не менше ніж 75 000 льотних годин (л. год). На практиці експлуатації нових літаків для контролю цих випробовувань перші літаки (літаки-лідери) до початку перевезень повинні отримати попередній наліт (від 300 до 1000 л. год), здійснюючи різноманітні вантажні перевезення.

Цей попередній наліт літаків-лідерів служить одночасно і для контролю встановлених міжремонтних строків (ресурсів), які також визначаються на основі досвіду експлуатації аналогічних літаків і повинен бути не меншим 2500 л. год.

При розрахунку витрат на амортизацію літака умовно приймається:

- Тл = 45000…60000 л. год;

- tл = 7000…12000 л. год.

Відпускна ціна літака приймається по даним авіаційної промисловості. У цю ціну включається також вартість комплекту запасних частин, що постачається разом з літаком.

При проектуванні вантажного літака, його відпускна ціна визначається на підставі статистичних даних по літакам аналогічної конструкції, в залежності від маси планера літака та його обладнання. Для сучасних вантажних літаків згідно статистичним даним, ціни літаків та двигунів у попередніх розрахунках можна приймати такими, що наведені у табл. 3.1 , враховуючи, що вартість літака суттєво залежить від розмірів серії.

Таким чином, при розрахунку на масовий випуск можна приймати відпускну ціну літака без двигунів рівною

(3.10)

де mпор - маса порожнього літака, кг; mсу - маса силової установки, кг.

Значення коефіцієнта kр. л , тобто відношення вартості одного капітального ремонту літака до первинної вартості літака зі злітною масою більше 15 т, приймають рівним 0,1.

Таблиця 3.1

Вартість літаків та двигунів

Розмір серії літаків, од	Вартість, віднесена до 1 кг маси, у.о.	Розмір серії двигунів, од	Вартість ТГД (ТГВД), віднесена до 1 кВт злітної потужності, у.о.
	планера	обладнання
1	2	3	4	5
10	75	45	50	37,5
50	53	37	100	29,6
100	41,5	31	250	25,4
150	33,5	26	300	24,3
200	27,5	23	1000	17,1
300	20	20	2000	14,5

Амортизація двигунів. Втрати на амортизацію двигуна визначають аналогічно витратам на амортизацію літака, тобто вони також складаються із відрахувань по відновленню первинних затрат та вартості капітальних ремонтів і визначається по наступній формулі:

(3.11)

де Aа. дв - амортизаційні відрахування по одному двигуну на одну льотну годину, у.о./год; n - число двигунів на літаку; Сдв - відпускна ціна (вартість) двигуна, у.о.; Тдв - амортизаційний (повний) строк служби двигуна, год; tдв - міжремонтний строк служби двигуна (ресурс), год. [3]

Коефіцієнт «0,2» у формулі (3.11) показує, що середня вартість кожного капітального ремонту двигуна оцінюється в 20% від первинної вартості двигуна.

Відпускна ціна двигуна, повний строк служби двигуна і його міжремонтний ресурс приймаються по даним авіаційної промисловості з врахуванням практики їх експлуатації на інших типах літаків.

Для нових двигунів, які тільки-но освоюються у серії, можна наближено рахувати, що їх відпускна вартість пропорційна величині їх злітної потужності. На підставі статистичних даних припускається, що ціни двигунів віднесені до 1 кВт злітної потужності рівні таким, що наведені у табл. 3.1.

Таким чином, якщо розрахунок ведеться з припущенням, що передбачається крупносерійне виробництво двигунів, то для ТГД (ТГВД) можна прийняти наступне:

(3.12)

де Nдв - злітна потужність ТГД (ТГВД), к. с..

У розрахунках по визначенню експлуатаційних видатків умовно приймається, що повний строк служби двигуна рівний 12000 л. год, а міжремонтний строк (ресурс) - 3000 л. год.

Потрібно брати до уваги те, що якщо на літак встановлені нові типи двигунів, які випробовуються, то для них міжремонтні ресурси для початкового періоду експлуатації приймаються рівними строку служби до першого ремонту, а повний строк служби цих двигунів визначається як потроєний міжремонтний ресурс.

Видатки на поточний ремонт і технічне обслуговування літака і двигунів Ато. При належній системі ТОіР для літаків з герметичною вантажною кабіною можна приймати, що ці витрати на одну льотну годину експлуатації літака із злітною масою більшою за 30 т, складають 0,5 у.о..

Вказана градація витрат на ТО враховує, що при збільшені розмірів літака і його маси, кількість агрегатів керування і кількість приладів обладнання збільшується порівняно ненабагато і зовсім непропорційна збільшенню маси порожнього літака.

Одночасно цим враховується і те, що літаки з великою злітною масою, як правило, мають більшу дальність польоту, в результаті чого огляди і поточні ремонти таких літаків проводяться рідше.

Питома вартість ТО та поточного ремонту двигуна на одну годину льотної експлуатації літака умовно приймається рівною 0,0023 у.о. на один кВт злітної потужності двигуна.

Витрати на поточний ремонт і ТО літака та двигунів для літаків з ТГД (ТГВД), можна представити у наступному вигляді:

(3.13)

де Ато - витрати на ТО та поточний ремонт літака і двигунів на одну годину льотної експлуатації літака, у.о./год; kто. л - питома вартість ТО і поточного ремонту планера літака з його обладнанням, у.о./год·т; kто. дв - питома вартість ТО і поточного ремонту двигуна, у.о./к.с.·год; mпор - маса порожнього літака з двигунами, т; n - кількість двигунів, встановлених на літаку; Nзл - злітна потужність одного двигуна, к. с..

Вартість палива Ап, віднесена до однієї години льотної експлуатації літака. У цю вартість палива включається вартість запасу палива на борту літака в момент запуску двигунів на аеродромі вильоту, тобто вартість витрачаємого в польоті палива і аеронавігаційного запасу.

Для визначення вартості палива Ап , віднесеної до однієї години льотної експлуатації літака, ділять вартість усього запасу палива на борту літака на тривалість польоту від моменту запуску двигунів на аеродромі вильоту до вимкнення двигунів на аеродромі призначення:

(3.14)

де Ап - вартість палива, віднесена до однієї години льотної експлуатації літака, у.о./год; Сп - вартість однієї тони палива, у.о./т; mп. пол - загальний запас палива на борту, що витрачається у польоті, т; mанз - аеронавігаційний запас палива, т; Tпол - загальний час польоту, год.

Загальний час польоту визначається по формулі

(3.15)

як це видно із формули (3.3а), або з формули (3.6), як час по розкладу tр .

Аеронавігаційний запас палива повинен забезпечити політ протягом однієї години в розрахунку на середню за час польоту витрату палива. В умовах польоту в районах з мало розвинутою аеродромною мережею або над морем, цей запас палива збільшується в розрахунку на дві години польоту.

Загальний запас палива на політ складається з:

- запасу палива, що витрачається на горизонтальній ділянці польоту на заданому ешелоні при визначеній крейсерській швидкості;

- запас палива, що витрачається на руління, зліт, розгін, розворот на курс слідування, набір висоти, планування (зниження), захід на посадку та приземлення;

Вище викладене можна представити у вигляді наступної формули:

(3.16)

де mп. пол - загальний запас палива, що витрачається на польоту, кг; mп. гор - запас палива, що витрачається на горизонтальній ділянці польоту на заданому ешелоні при визначеній крейсерській швидкості, кг; mп. наб - запас палива, що витрачається на набір висоти, кг; mп. зн - запас палива, що витрачається при зниженні літака з висоти ешелону до висоти заходу на посадку, кг; mп. евол - запас палива, що витрачається при еволюціях на зльоті і приземлені (запуск і прогрів двигунів, руління, зліт, розворот на курс слідування, захід на посадку і саме приземлення), кг.

Запас палива, що витрачається на горизонтальній ділянці польоту на заданому ешелоні при встановленій крейсерській швидкості, з врахуванням зустрічного вітру, визначається по формулі:

(3.17)

де qкр - середня годинна витрата палива при заданих висоті і крейсерській швидкості, кг/год.

Усі значення цих величин (qкр , Lв. п , Vкр), а також значення запасу палива, що витрачається на руління, зліт, розворот на курс слідування, набір висоти, планування, захід на посадку і приземлення беруться із повного аеродинамічного розрахунку літака.

Якщо такого розрахунку немає (даний випадок), то у першому наближенні можна використовувати дані табл. 3.2.

Якщо провести розрахунок по даним табл. 3.2, то запас палива, що витрачається при еволюціях літака на зльоті і приземленні, а також для врахування збільшення витрати палива при наборі висоти і при зниженні в порівнянні з польотом на цих ділянках на крейсерській висоті і на крейсерській швидкості, буде дорівнювати:

(3.18)

де m'п. евол - наближене значення запасу палива, що витрачається при еволюціях літака на зльоті і приземленні з врахуванням збільшення витрати палива при наборі висоти і при зниженні; Nзл - сумарна злітна потужність двигунів, кВт.

Таблиця 3.2

Витрати палива двигунів на різних етапах польоту

Етапи польоту	Тривалість етапу роботи двигунів, хв	Режим роботи двигунів	Питома витрата, кг/кВт·год
1	2	3	4
Запуск двигунів, прогрів і руління перед зльотом	10	1/5 Nзл	0,92
Зліт	1,5	Nзл	0,33
Розворот на курс слідування і захід на посадку	10	0,8 Nзл	0,26
Приземлення	3,5	0,5 Nзл	0,4
Руління після приземлення	5	1/5 Nзл	0,92
Збільшення часу при наборі висоти і при плануван-ні в порівнянні з крейсерським режимом	15	0,8 Nзл	0,26

При цьому наближеному розрахунку запас палива, що витрачається на горизонтальну ділянку польоту, визначається по формулі:

(3.19)

а загальний запас палива на політ для літаків з ТГД (ТГВД):

(3.20)

По іншій методиці, негативний вплив зустрічного вітру враховується не зменшенням крейсерської швидкості польоту у формулах (3.15), (3.17), (3.19) і (3.20), а збільшенням запасу палива, що витрачається на горизонтальну ділянку польоту, набір висоти і зниження, на наступний поправочний коефіцієнт Kвітру (див. табл. 3.3).

Таблиця 3.3

Поправочний коефіцієнт Kвітру на запас палива

Крейсерська швидкість польоту, км/год	600	800	1000
Поправочний коефіцієнт Kвітру , що враховує негативний вплив зустрічного вітру	1,024	1,018	1,012

Вартість авіаційних палив Сп умовно приймається наступною:

- гас - 1 у.о. за 1 кг, або 1000 у.о. за т;

- бензин - 2 у.о. за 1 кг, або 2000 за т;

- авіаційна олива - 20 у.о. за 1 кг.

Заробітна платня екіпажу. Витрати на заробітну платню екіпажу (льотно-підйомний склад і супроводжуючі) включають основні оклади, відсоткові нарахування за вислугу років, кілометрову оплату, премії за безаварійну роботу, оплату чергових відпусток, оплату керуючого складу, а також нарахування різного характеру, відповідно до норм окремих авіакомпаній.

Заробітна платня льотно-підйомного складу та супроводжуючих, віднесена до однієї години експлуатації літака, визначається по формулі:

(3.21)

де Аз. п - заробітна платня усього екіпажу, віднесена до однієї години експлуатації літака; Сл-п - середня годинна оплата одного члена льотно-підйомного складу екіпажу, у.о./год; nл-п - число членів льотно-підйомного складу; Ссупр - середня погодинна оплата супроводжуючого, у.о./год; nсупр - число супроводжуючих у складі екіпажу.

Для розрахунку можна прийняти наведені у табл. 3.4 видатки на заробітну платню, що припадає на одного члена екіпажу за одну льотну годину.

Таблиця 3.4

Витрати на заробітну платню екіпажу

Крейсерська швидкість польоту, км/год	Витрати на заробітну платню на 1 ч. е., у.о./год
	Льотно-підйомний склад екіпажу	супроводжуючі у складі екіпажу
1	2	3
З поршневими двигунами	20	10
Дозвукові літаки з ГТД і швидкість по розкладу не вищою 600 км/год	25	10
Дозвукові літаки з ГТД і швидкість по розкладу вищою 600 км/год	30	10

Крім вказаних вище прямих експлуатаційних видатків, додатково враховуються інші видатки. Ці видатки включають витрати на тренування екіпажів, на допоміжні та службові польоти, витрати на відпрацювання двигунів на землі, оплату простоїв і затримок екіпажів у рейсах і т. ін..

Для спрощення розрахунків, ці затрати приймають у вигляді частини від сумарних, перелічених вище усіх прямих видатків, рахуючи цю частину рівною 7% (для літаків із злітною масою вищою 10 т).

Варто враховувати, що наведена методика визначення видатків на експлуатацію літака має дещо умовний характер, оскільки вона не враховує ряду факторів, що впливають на величину прямих експлуатаційних видатків. Так, наприклад, вартість планера і його обладнання, віднесена до 1 кг маси, і вартість двигунів, віднесена до 1 кВт злітної потужності, залежать не тільки від серійності виготовлення літаків, а й від розмірів цих літаків і двигунів. Від абсолютних розмірів літаків і двигунів залежать також вартість капітальних ремонтів і витрати на поточний ремонт і їх ТО. У даній роботі усе це усереднено, чим внесена деяка неточність. Але така неточність значно не спотворює загальну лінію розрахунків по визначенню економічності літака і є цілком прийнятною.

Після визначення складових частин прямих експлуатаційних видатків стає можливим визначити видатки на експлуатацію літака протягом однієї льотної години:

(3.22)

де «1,35» - коефіцієнт, що враховує не прямі видатки; kі. в - коефіцієнт, що враховує інші прямі видатки.

Економічність літака, або вартість тонно-кілометра визначається по формулі (3.1), тобто по наступним чином:

Визначивши по формулам (3.22) і (3.2) величини А і П відповідно, і підставивши їх у формулу (3.1), можна отримати собівартість одного тонно-кілометра - величину, що визначає економічність літака.

Оскільки більшість параметрів, задіяних у визначенні продуктивності літака і собівартості льотної години, залежать від дальності польоту, то розрахунок економічності доцільно, звичайно так і є, виконувати для декількох значень дальності, а по отриманим даним в подальшому будується графік залежності собівартості одного тонно-кілометра від дальності польоту. Ця залежність і характеризує основні економічні показники літака.

Варто зазначити, що наведену у даному розділі методику визначення економічності вантажного літака, можна застосувати і для пасажирських літаків. Різниця полягає в тому, що в якості комерційного навантаження пасажирського літака виступають пасажири, їх багаж і відповідні вантажі. Крім того, для характеристики економічності такого літака використовується не тільки величина собівартості одного тонно-кілометра, а також і величина собівартості пасажиро-кілометра, що отримується шляхом ділення величини а на 10,5 - якщо літак обслуговує магістральні авіалінії, і на 11,1 - якщо місцеві.

3.2 Розрахунок економічності літака

У даному підрозділі виконаний розрахунок економічності вантажного середньо-магістрального літака підвищеної транспортної ефективності з чотирма ТГВД і наступними основними характеристиками:

- максимально допустима злітна маса літака m0 = 142539 кг;

- максимально допустима посадочна маса mпос. max = 125645 кг;

- маса порожнього літака mпор = 79582 кг

- максимальна маса комерційного навантаження при розрахунковому польоті mком = 35000 кг;

- маса службового навантаження mслуж = 1064 кг;

- паливо, що витрачається при розрахунковому польоті mп = 23157 кг;

- аеронавігаційний запас mанз = 3736 кг;

- сумарна злітна потужність Nзл = 4Ч10640 кВт = 4Ч14466 к. с.;

- об'єм вантажної кабіни - 427 м3

- ємність паливних баків дозволяє вмістити mп. б = 37500 кг палива при його густині с = 775 кг/м3;

- середня годинна витрата палива qср = 4260,384 кг/год;

- середня кілометрова витрата палива складає qкм = 6,09 кг/км;

- розрахункова максимальна дальність польоту з максимальним комерційним навантаженням складає 3800 км;

- розрахункова висота крейсерського польоту складає 9,5 км;

- розрахункова швидкість крейсерського польоту Vкр = 740 км/год;

- екіпаж: два пілоти, один супроводжуючий.

Значення максимального комерційного навантаження необхідно перевірити по формулі (3.7), тобто

Необхідна умова по формулі (3.7) виконується, тобто комерційне навантаження в 35000 кг може транспортуватися. [3]

Аналіз економічності проектованого літака проводиться для наступних варіантів комерційного навантаження літака:

- максимально допустиме комерційне навантаження за умови виконання польоту на максимально можливу (перегоночну) дальність, що обмежується ємністю баків і визначається з умови формули (3.7), тобто наступним чином:

- максимальне комерційне навантаження при розрахунковому польоті, тобто при параметрах польоту закладених у технічному завданні проекту літака (дальність польоту - 3800 км, висота польоту - 9,5 км, крейсерська швидкість польоту - 740 км/год), що складає 35000 кг;

- довільне проміжне комерційне навантаження - 30000 кг;

- максимально допустиме комерційне навантаження, що обмежується максимально допустимою посадочною масою літака, яке визначається з умови формули (3.8), тобто наступним чином:

Подальший розрахунок економічності проводиться для крейсерської швидкості польоту 740 км/год, висоти польоту 9,5 км і середньої кілометрової витратою палива 6,09 кг/км, що отримані з неповного аеродинамічного розрахунку.

Умовно приймається, що середня кілометрова витрата палива однакова для усіх варіантів завантаження і практичних дальностей польоту, оскільки аеродинамічний розрахунок літака проводився лише для розрахункового польоту, тобто для польоту з параметрами закладеними у технічному завданні на проект.

...