Разработка технического предложения -- наиболее ответственный этап процесса проектирования, так как главные технические концепции и примерно 80 % основных решений по проекту принимаются именно на этом, самом раннем этапе. Результатом его является техническая документация, содержащая чертеж общего вида самолета и перечень его летно-технических характеристик (ЛТХ). Именно чертеж общего вида отражает общую и аэродинамическую схемы самолета, размеры и формы его основных частей, которые в совокупности характеризуются геометрическими параметрами. Они выступают в качестве независимых, искомых переменных. Можно найти такое сочетание их значений, что проект самолета будет удовлетворять поставленным ТТТ и ТЗ (или ограничениям), но при этом основной оценочный критерий (целевая функция) будет иметь экстремальное (наименьшее или наибольшее) значение, а соответствующие ему значения проектных параметров будут оптимальными.

Если решение по выбору отдельных проектных параметров обосновано не формальными методами, то в целом все проектные параметры называются рациональными.

Процесс принятия оптимального или рационального решения по выбору проектных параметров самолета не является одношаговым. В качестве первого шага на основе ТТТ и ТЗ делаются приближенные оценки значений основных геометрических проектных параметров и технических характеристик самолета (главным образом весовых). Приближенные оценки значений безразмерных геометрических параметров, характеризующих формы частей самолета, принимаются на основе имеющегося опыта строительства самолетов, т. е. с использованием статистики и фундаментальных знаний специальных авиационных наук (аэродинамики, строительной механики, динамики полета и т. п.). Такой подход к приближенным оценкам проекта нового самолета вполне правомерен, если технические концепции самолета не выходят далеко за рамки известных прототипов.

Однако, в случае разработки проекта принципиально нового самолета, технико-экономические или тактико-технические характеристики, которого весьма далеко выходят за рамки имеющихся прототипов (например, по величине целевой нагрузки или скорости полета и т. п.), необходимо делать приближенные оценки прогнозного характера по ожидаемым величинам его технических характеристик и вероятности возможной реализации (или риска) проекта в целом.

Методы и результаты приближенных оценок проектных параметров нового самолета имеют двойное назначение: во-первых, они важны сами по себе (познавательно) и могут носить законченный характер в условиях крайне ограниченного времени для принятия предварительных проектных решений; во-вторых, они могут служить начальной (или пусковой) точкой для последующих уточнений в итерационном процессе вычисления технических характеристик самолета и в процессе поиска рациональных значений проектных параметров.

По результатам первого приближения оцениваются не только проектные параметры, но и все взаимосвязанные основные технические характеристики самолета, определяющие расчетные условия для последующих их уточнений. К таким характеристикам следует отнести прежде всего расчетную взлетную массу и расчетную нормальную перегрузку, что весьма характерно для неманевренных самолетов.

Разделение проектных параметров на две категории: на главные и второстепенные, или на параметры первой очереди и параметры второй очереди, несмотря на некоторую условность, вполне правомерно и даже необходимо с точки зрения методологии принятия «точного» (или уточненного) решения на последующих шагах по выбору их оптимальных или рациональных значений.

В качестве искомых проектных параметров первой очереди могут быть размеры крыла самолета и его двигателя, характеризуемые, например, величинами площади крыла и миделя двигательной установки {S,S_м.д.у} или величинами площади крыла и стартовой тяги (эффективной мощности) силовой установки:{S,P₀} или {S,N_0э}.

Параметрами второй очереди могут являться удлинение крыла, его средняя относительная толщина, стреловидность, сужение и т. п.: {, c, , , ...}; то же и для оперения; диаметр и удлинение фюзеляжа, удлинения его носовой и хвостовой частей: {D_ф, _ф, _н.ф, _л.ф ...}; степень двухконтурности ТРДД т или диаметр винта D_в ПД или ТВД и т. д.

Следует отметить, что поиск рациональных проектных параметров и соответствующих им технических характеристик самолета должен вестись на основе физических зависимостей (имитационных моделей), существенно отличающихся от зависимостей, используемых в приближенных расчетах, причем эти последние после определения начальной точки должны быть исключены из итерационного цикла определения допустимых или оптимальных значений всего множества проектных параметров.

Однако прежде чем оптимизировать проектные параметры, необходимо выбрать схему самолета, что является самой сложной проблемой в проектировании. Решена она может быть на основе сравнения возможных вариантов схем, оптимизированных по своим параметрам. Выбор наилучшей из оптимизированных схем на основе единого для них объективного критерия при прочих равных условиях может служить основанием для принятия решения о дальнейшей проработке проекта.

При наличии конкурирующих или равноценных схем среди оптимальных необходимо продолжить более детальные разработки каждой из них на этапе эскизного проекта и провести повторное их сравнение.

Следует заметить, что такой конкурсный подход при выборе схемы, если это сразу не очевидно, полезно проводить не только для равноценных, но также и для резервных вариантов, занимающих вторые места: при последующих детальных проработках резервные варианты могут оказаться более предпочтительными.

Проблему выбора, например, аэродинамической схемы самолета можно свести к параметрической оптимизационной задаче, если искомые параметры будут характеризовать аэродинамическую схему.

Вполне очевидно, что организовать и реализовать полноценные вычислительные процедуры выбора схемы самолета с оптимальными параметрами «ручными» методами за приемлемое время практически невозможно. Сделать это можно только с использованием ЭВМ -- либо в режиме пакетной обработки информации, либо в рамках автоматизированной системы проектирования с использованием диалога проектировщик (пользователь) -- ЭВМ.

В настоящей главе излагается материал, который может служить методологической основой для построения формального и неформального (с использованием диалога) процесса выбора рациональных проектных параметров самолета заданной схемы.

Наиболее близко этот материал отвечает методике дипломного проектирования, когда основные абсолютные размеры и некоторые геометрические формы самолета должны быть определены оптимальным образом на основе полученного дипломантом задания и принятой им схемы.

Анализ влияния изменения проектных параметров при их оптимизации на летно-технические характеристики самолета

В практике проектных исследований чаще всего решаются задачи определения летно-технических характеристик самолета при заданных значениях параметров планера самолета и его двигательной установки. Результаты решения именно этих задач соотносятся с требованиями к самолету по его летно-техническим характеристикам, и на основании полученного или экстремального значения оценочного критерия делается вывод о приемлемости или неприемлемости проектных параметров, а также о возможных путях их улучшения.

При выборе проектных параметров необходимо не только выяснить, как они влияют на летно-технические характеристики самолета, но и определить, в какой мере эти характеристики могут соответствовать значениям, заданным ТТТ. Анализ такого влияния должен производиться с помощью независимого изменения каждого параметра, подлежащего оптимизации. Поэтому в число рассматриваемых (рассчитываемых) вариантов проекта, соответствующих заданным значениям свободных параметров, могут входить и такие, которые не будут удовлетворять ни условиям физической реализации, ни заданным значениям летно-технических характеристик по ТТТ. Вполне очевидно, что такие варианты должны быть исключены из рассмотрения при последующем параметрическом анализе.

Отмеченное обстоятельство отражает тот простой факт, что параметрический анализ (а точнее -- сопутствующие ему параметрические расчеты) проводят в такой момент, когда процесс проектирования еще не замкнут принятием проектно-конструкторского решения, т. е. выбором рациональных значений проектных параметров.

Работы, связанные с такими проектными параметрическими расчетами и с последующим их анализом, являются сердцевиной всех проектных изысканий. Независимо от того, как выполняется процедура выбора проектных параметров (формально или неформально), результаты параметрических расчетов и основанного на них анализа являются ядром всех процедур оптимизации проектных параметров.

Диапазон изменения значений проектных параметров с наибольшей степенью вероятности должен включать и ожидаемые их оптимальные значения. Для выбора такого диапазона лучше всего ориентироваться на значения, получаемые на основе приближенных проектных расчетов .

Так, например, по расчетам первого приближения можно определить ожидаемые значения различных проектных параметров (площадь крыла S = S⁽¹⁾ и стартовую тягу двигательной установки Ро = Р₀⁽¹⁾), а также ожидаемые значения безразмерных параметров (удлинение крыла = ⁽¹⁾, его среднюю относительную толщину , стреловидность _п.к = _п.к⁽¹⁾, сужение = ⁽¹⁾ и т. п.). Приближенные значения таких же параметров могут быть определены или приняты для оперений (горизонтального и вертикального), которые могут быть дополнены их относительными размерами в виде _г.о=⁽¹⁾_г.о и _в.о=⁽¹⁾_в.о. Для фюзеляжа могут быть определены значения его параметров первого приближения в виде абсолютного или относительного размера диаметра фюзеляжа D_ф= D_ф⁽¹⁾ или _ф = _ф⁽¹⁾ соответственно, его полного удлинения _ф = _ф⁽¹⁾ и удлинений его носовой и хвостовой частей, т. е. _н.ф = _н.ф⁽¹⁾ и _х.ф = _х.ф⁽¹⁾ соответственно.

Число свободных проектных параметров может быть значительно сокращено, если часть из них принять постоянными в силу того, что их изменение практически не оказывает влияния на результат проектирования или их значения уже установились в практике проектирования самолетов данного типа.

Другой путь сокращения числа свободных проектных параметров состоит в том, что на часть параметров накладывают проектные связи и они становятся зависимыми от свободных параметров. Так, можно получить связь между сужением крыла и его удлинением и стреловидностью по передней кромке при заданной стреловидности задней кромки, или можно связать удлинение фюзеляжа с его диаметром и удлинениями его носовой и хвостовой частей при заданном уровне комфорта для пассажиров, или -- выдержать определенное соотношение размеров, характеризующих общий вид самолета, и т. п. Такие зависимые проектные геометрические параметры можно отнести к категории компоновочных технических характеристик самолета.

В число постоянных параметров можно включить параметры двигательной установки с конкретным двигателем, определенным по результатам расчетов первого приближения. Целесообразность этого вытекает из того факта, что, если параметры двигательной (или силовой) установки принимать переменными и использовать в параметрических расчетах ее имитационную модель, то после определения ее оптимальных параметров (совместно с оптимальными параметрами планера) все равно необходимо будет перейти к конкретному двигателю, который будет отличаться от оптимального. Тогда, чтобы не потерять всех преимуществ оптимизации, необходимо будет повторно провести оптимизацию параметров планера самолета, наилучшим образом отвечающих принятому конкретному двигателю.

Совместная оптимизация параметров планера и двигательной установки должна проводиться только в том случае, когда предполагается одновременное проектирование нового самолета и соответствующего ему специального нового двигателя. Если же принимать изменения параметров двигательной установки в соответствии с перечнем каталога конкретных двигателей (дискретно), то оптимизация проекта самолета сведется к многократной оптимизации только параметров планера и к последующему выбору наилучшего варианта самолета из всех оптимизированных. Это и определит конкретный оптимальный двигатель из всего перечня по каталогу.

Таким образом, типичным для оптимизации проектных параметров самолета является случай, когда двигатель задан.

Для анализа влияния проектных параметров на летно-технические характеристики самолета, прежде всего, проводятся параметрические расчеты его технических характеристик. В число основных технических характеристик проекта самолета на уровне технического предложения входят:

-- геометрические характеристики;

-- инерционно-массовые или весовые характеристики;

-- аэродинамические характеристики;

-- характеристики силовой установки;

-- характеристики взлетно-посадочных устройств;

-- компоновочные характеристики.

Геометрические характеристики самолета определяют его размеры и форму. Вычисляются они через заданные значения свободных проектных параметров и компоновочных характеристик самолета. Геометрические характеристики являются исходными данными для определения других технических характеристик.

Инерционно-массовые или весовые характеристики включают взлетную массу самолета m₀ и все ее компоненты m_i, такие, что . Под аэродинамическими характеристиками самолета следует понимать прежде всего поляру самолета на крейсерском и взлетно-посадочных режимах полета с_x (c_у, М, Н, V, _закр) и соответствующие этим режимам значения c_уmах как для всего самолета, так и для его оперений, а также положения фокусов на крыле и оперениях как по углу атаки, так и по отклонению рулей или механизации .

В качестве характеристик силовой установки выступают характеристики двигательной установки и топливной системы в виде абсолютных их масс, а также в виде геометрических размеров двигателя, его весовых данных, степени двухконтурности, высотно-скоростных и дроссельных характеристик:

m_c.у = m_д.у + m_т.с ; D_дв ;

L_г.д ; D_дв ; L_г.д ; m_дв ; m; P(V,H); c_р (V,H) и с_р (P) при (V, H)=const.

Характеристики взлетно-посадочных устройств (шасси) включают данные по их схеме, габаритам, проходимости в зависимости от условий базирования и эксплуатации самолета.

Под компоновочными характеристиками самолета (в рамках чертежа его общего вида) следует понимать прежде всего координаты взаимного расположения основных компоновочных групп относительно одной из них, принимаемой за базовую, обеспечивающие нормированную безопасность эксплуатации самолета в воздухе и на земле. Следует заметить, что компоновочные характеристики связаны практически со всеми проектными параметрами и остальными техническими характеристиками самолета. Некоторые компоновочные характеристики по существу являются и геометрическими.

В связи с этим необходимо отметить общую особенность технических характеристик: они зависят не только от проектных параметров и расчетных случаев, т. е. от летных характеристик, но и от самих себя. Указанная особенность наиболее наглядно проявляется на примере определения (вычисления) взлетной массы самолета, носящего итерационный характер:

где т_i^(k) =т_i (т₀^(k)), k -- номер итерации, . Здесь К -- номер последней итерации, определяемый заданной точностью вычислений для всех компонентов взлетной массы:

Вычисление других технических характеристик при заданных значениях свободных проектных параметров и летных характеристик носят также итерационный характер. Основные соотношения для их вычислений приведены в гл. 14 ... 19.

Определение летных характеристик для проведения того же параметрического анализа производится в соответствии с перечнем, который условно можно представить состоящим из трех основных групп, отражающих проектные связи или расчетные условия проектирования, основные условия реализации полета и гарантии его безопасности и, наконец, условия нормальной эксплуатации самолета конкретного назначения.

В общем случае этот перечень можно представить следующим образом. В первую его группу можно включить определение максимальной эксплуатационной и расчетной перегрузок n_уp и n_уp = fn_yp.

Во вторую группу войдет определение потребных тяг Р_потр или избытков тяг (Р_изб = Р_расп Р_потр) Для наиболее характерных установившихся режимов полета, а также избытков подъемной силы при с_у = с_{у доп} и n_у = n_yэ на основном рабочем режиме полета У = У_доп gmn_уэ.

В третью группу перечня летных характеристик войдут расчеты по определению:

-- характеристик крейсерских режимов полета (У_крейс, H_крейс, L_расч , L_max и т.п.);

-- характеристик набора высоты (скороподъемности) и снижения (V_н.в, V_у.н.в, T_н.в , L_н.в, V_уСН, T_СН, L_СН и т.п.);

-- взлетно-посадочных характеристик (V_отр, L_разб, L_пос, V_з.п, V_пос, L_ВПП и т.п.);

-- маневренных характеристик (n_{у доп}, n_{x mах},_{z mтах},R_вир, T_вир и т. п );

-- характеристик устойчивости и управляемости ( _n ,_y , , T_кол , _в^ny , _вбал или ⁿ_y и _бал , , n_зат и т.п.).

Здесь Т_кол -- время затухания колебаний, n_зат -- число колебаний до затухания; -- относительный коэффициент демпфирования колеебаний; = | _{x mах} | / | _{у mах}.

Если первые две группы перечня летных характеристик являются наиболее общими и используются при проектировании самолета практически любого назначения, то третья группа этого перечня должна составляться в соответствии с перечнем ТТТ, предъявляемых к самолету конкретного назначения.

Необходимо отметить, что в зависимости от методологической концепции проектирования самолета некоторые летные характеристики могут взаимно исключать одна другую из указанного перечня. Например, если ведется проектирование самолета с заданным двигателем, то достаточно определить зависимость потребных тяг при заданной максимальной скорости полета от проектных параметров самолета (планера), и при .этом нет необходимости в определении зависимости максимальной скорости (при Н = соnst) от тех же проектных параметров. И, наоборот, если ведется проектирование самолета с «переменным» двигателем, то необходимо определять зависимость максимальной скорости от проектных параметров самолета, в число которых включены и параметры двигателя. Однако при этом не следует специально определять зависимость потребной тяги от проектных параметров.

Следует заметить, что в первом случае определение потребных тяг не сопряжено с какими-либо вычислительными трудностями, в то время как во втором случае определение зависимости максимальной (или минимальной) скорости полета может быть сделано только с помощью итерационного процесса вычисления. Это видно из формулы

которая для практических итерационных вычислений будет иметь вид

где k -- номер итерации, k == 1, K .

Процесс вычисления V_mах может быть остановлен, как только

k = К при условии, что , где _V - заданная точность вычисления V_mах.

Итерационный характер вычислений для проведения полноценного параметрического анализа приводит к необходимости использования мощной вычислительной техники.

Для обобщения задачи параметрического анализа множество свободных проектных параметров можно представить вектором х, х^Т={х_i}, i=; множество технических характеристик-вектором у, у^Т ={y_j}, j=, множество рассматриваемых летных характеристик-вектором z, z^T = {y_l}, l =. Тогда параметрические зависимости технических и летных характеристик можно представить вектор-функциями у = (х, z, у) и z= (х, у, z) соответственно, а параметрическую зависимость оценочного критерия--скалярной функцией f (х, у, z).

Из вида вектор-функций и следует, что вычисление значений у и z связано как с внутренними итерационными циклами (вычисление у при х=const и z=const и вычисление z при х = const и у = const), так и со смежными циклами (вычисление у при х = const и z = var и вычисление z при х = const и у = var).

Полезно сохранить именно такую структуру вычислений, так как она позволит автономно вычислять характеристики у и z, несмотря на то, что она может потребовать несколько большее число итераций, чем при структуре общесистемного цикла. Более того, при использовании ЭВМ это позволит сохранить блочно-модульную структуру программного обеспечения.

Параметрический анализ представляет собой систему проектных расчетов летно-технических характеристик самолета при некоторой заданной последовательности значений свободных параметров, включающей и наиболее подходящие (или наиболее вероятные) для реализации проекта. Такая последовательность значений свободных параметров может строиться либо произвольно, т. е. по интуиции или опыту проектирования, либо упорядочение, т. е. по определенной методике, формально.

«Оптимизация проектных параметров самолета графоаналитическом методом»

Под оптимальными параметрами понимаются такие, которые наилучшим образом отвечают назначению самолета. При выполнении практического занятия требуются определить частные оптимумы основных параметров проектируемого самолета. При отыскании частного оптимума какого-либо из параметров, остальные параметры считаются известными из статистики или по приближенным расчетам и рассматриваются как величины постоянные. Если в качестве критерия оптимизации принять взлетную массу, то оптимум параметра будет соответствовать минимуму взлетной массы. В качестве примеров рассмотрим возникновение и приближенное графоаналитическое определение частных оптимумов следующих параметров сборочных единиц самолета:

_кр - удлинения крыла;

р_о - нагрузки на 1 м² крыла при взлете ;

_ф - удлинения фюзеляжа .

1. Оптимальное удлинение крыла

От удлинения крыла зависят, в основном, две величины - масса крыла и масса расходуемого топлива. С увеличением удлинения крыла растет масса крыла при прочих неизменных параметрах, так как увеличиваются изгибающие и крутящие моменты, а также перерезывающая сила. С другой стороны, с увеличением _кр, индуктивное сопротивление крыла будет уменьшаться, что приводит к уменьшению потребного топлива. Таким образом, оптимум удлинения крыла приближенно можно определить по минимуму суммы масс крыла и топлива. Графическое решение задачи о выборе оптимального удлинения крыла дается на рисунке 1.

2. Оптимальная нагрузка на 1м² крыла при взлете.

Нагрузка на крыло при взлете (р₀ = m_o / S_кр ) наиболее сильно влияет на массу крыла и силовой установки, а также на массу топлива. При увеличении p_o уменьшается площадь крыла, что ведет при прочих неизменных пара метрах к снижению его массы. В то же время с увеличением p_о приходиться увеличивать стартовую тяговооруженность самолета P_о, чтобы выполнить требования по длине разбега или длине ВПП. Увеличение тяговооруженности ведет к утяжелению массы силовой установки. Влияние на массу топлива более сложное, имеет место оптимум p_о по месте топлива, соответствующий минимуму его расхода. Таким образом, противоречивое влияние р_o на m_кр ; m_су; m_т приводит к существованию оптимума нагрузки на крыло (рис.2.).

3. Оптимальное удлинение фюзеляжа.

Удлинение фюзеляжа -_ф , т.е. отношение длины фюзеляжа к диаметру по миделю, влияет прежде всего на массу самого фюзеляжа, а также на массу шасси, оперения и топлива (рис.3.). В случае пассажирских и транспортных самолетов, когда известны число пассажирских мест или габариты и состав грузов, графическое решение задачи о выборе проводится при постоянной площади пола грузовой или пассажирской кабины. Относительная масса шасси связана с удлинением фюзеляжа зависимостью высоты строек от _ф. При увеличении _ф ( S_пол = const) растет потребная высота стоек шасси для обеспечения угла атаки при взлете и посадке, что приводит к росту массы шасси. Масса оперения является функцией удлинения фюзеляжа в связи с тем, что площадь оперения пропорциональна длине фюзеляжа. При увеличении _ф потребная площадь ГО и ВО уменьшаются, так как растут плечи L_го и L_во , что ведет к уменьшению массы оперения.

Масса топлива также зависит от _ф в следствии зависимости аэродинамического сопротивления и тяги двигателей.

Ключевые слова и выражения

Оптимальный параметр - значение какого-либо параметра, соответствующее экстремальному значению критерия оптимизации (минимальной массе или максимальной экономической эффективности).

Частный оптимум - значение параметра, соответствующее экстремуму критерия при известных значениях других параметров.

Контрольные вопросы

Дайте определение понятию «частный оптимум».

Как определяется частный оптимум удлинения крыла?

Как определяется частный оптимум удельной нагрузки на крыло?

Как определяется частный оптимум удлинения фюзеляжа?

ЛЕКЦИЯ №10. МЕТОДИКА ОЦЕНКИ СТОИМОСТНЫХ ПАРАМЕТРОВ ЭКОНОМИЧЕСКОЙ ЭФФЕКТИВНОСТИ ПЕРСПЕКТИВНЫХ СИСТЕМ ТРАНСПОРТНЫХ САМОЛЁТОВ

План лекции

Определение стоимости выполнения годовой транспортной операции парком транспортных самолётов

Затраты на ОКР

Затраты серийного производства

Эксплуатационные расходы

Капитальные вложения в наземный комплекс

1. Определение стоимости выполнения годовой транспортной операции парком транспортных самолётов

К наиболее распространённому методу расчёта стоимостных параметров системы относится метод, основанный на определении затрат по элементам системы с дифференциацией по стадиям жизненного цикла и статьям расходов.

Стоимостные параметры лежат в основе определения стоимости выполнения годовой транспортной операции парком транспортных самолётов.

С_г = С_{г i} N_п;(1)

Где С_г - стоимость выполнения годовой транспортной операции парком самолётов; С_{г i} - стоимость выполнения годовой транспортной операции одним самолётом; N_п - численность парка самолётов.

В свою очередь:

С_{г i} = C_лч Т _г,(2)

Где С_лч - стоимость лётного часа самолёта;

Т _г - годовой налёт часов самолёта.

Т _г(3200...3800) час.

Стоимость одного лётного часа самолёта:

С_лч = С_эксп + Е_{н лч};($ США/час)(3)

Где С_эксп - себестоимость (эксплуатационные расходы), приходящиеся на один лётный час;

_лч - суммарные капитальные вложения приходящиеся на один лётный час:

_лч = К_лч^с + К_лч^нк;($ США/час)(4)

Где К_лч^с - капитальные вложения в самолёт;

К_лч^нк - капитальные вложения в наземный комплекс;

Е_н - нормативный срок окупаемости: Е_н=0,1...0,2; рекомендуется Е_н=0,12...0,17.

В свою очередь себестоимость эксплуатации:

С_эксп = С_лч^пэр + С_лч^кэр ,(5)

Где С_лч^пэр - прямые эксплуатационные расходы, приходящиеся на один лётный час;

С_лч^кэр - косвенные эксплуатационные расходы, приходящиеся на один лётный час.

Величина С_лч^пэр включает часть возмещённой стоимости (цены) самолёта, а также расходы на его эксплуатацию, поддержанием и обеспечением технически исправного состояния в течение всего амортизационного срока службы.

Величина С_лч^кэр включает часть возмещённой стоимости наземного комплекса (аэропорта), а также расходы связанные с его функционированием, поддержанием и обеспечением технически исправного состояния на протяжении всего амортизационного срока службы.

Капитальные вложения в самолёт, приходящиеся на один лётный час:

К_лч^с = Ц _с+(С^нир + С ^окр) (1/N_п) / Т_г ;($ США/час)(6)

гдеЦ _с - цена самолёта;

С^нир - затраты на научно-исследовательские работы (НИР);

С^окр - затраты на опытно-конструкторские работы (ОКР);

С^нир + С ^окр = С^ниокр - затраты на НИОКР.

Капитальные вложения в наземный комплекс, приходящийся на один лётный час.

К_лч^нк= Ц_нк m_{кн mах} / Q_аэр t_л($ США/час)(7)

Где Ц_нк - цена наземного комплекса (аэропорта);

m_{кн mах} - максимальная масса коммерческой нагрузки;

Q_аэр - максимальная масса отправок аэропорта в год (т);

t_л - время полёта на расчётную дальность:

t_л=L_р / V_p;(8)

где: L_р - расчётная дальность полёта с m_{кн mах};

V_p - среднерейсовая скорость полёта.

Размер парка нового типа самолёта:

N_п =/(W_лч Т_г) ;(9)

Где - годовой объём заданной транспортной работы в [т км/год];

W_лч - максимальная часовая производительность:

W_лч=m_{кн mах} V_кр;(10)

Где V_кр - крейсерская скорость полёта;

0,6 - среднегодовой коэффициент загрузки самолёта.

2. Затраты на ОКР

Затраты на ОКР состоят из затрат по планеру и двигателю:

С^окр = С_пл^окр + С_дв^окр(11)

Затраты на ОКР планера в наибольшей мере зависят от максимальной грузоподъёмности, расчётной дальности полёта, крейсерской скорости полёта и размера опытной партии.

С_пл^окр=k₁ V_кр^0,85 L_р^0,28 _mах N_п^оп; (тыс.$США)(12)

где: k₁ - максимальный коэффициент,

k₁=1,5...2,0; меньшие значения для больших масс.

550 км/ч V_кр 950 км/ч;

1000 км L_р10000 км;

- коэффициент учитывающий влияние взлётной массы ЛА на стоимость ОКР.

=0,5 при 10m_кн100 тонн;

0,035<0,65 при 10 тоннm_кн500 тонн;

0,65<0,95 при 500<m_кн1000 тонн;

N_п^оп=4...6 штук.

В затраты на планер включено бортовое оборудование, т.к. в большинстве случаев оно является постоянной частью.

Затраты на ОКР двигателя в наибольшей мере зависят от максимальной (взлётной) тяги, крейсерской скорости и размера опытной партии двигателей.

С_дв^окр=k₂ Р_oi ^0,53 V_кр^0,24 N_дв^{оп 0,45}; (тыс.$США)(13)

Где 6 Р_oi 25 тонн;

550 км/ч V_кр 950 км/ч;

N_дв^оп = n_дв N_п^оп - размер опытной партии двигателей;.

n_дв - количество двигателей на самолёте.

Затраты на НИР являются по отношению к конкретному самолёту косвенными затратами:

С^нир = k^нир С^окр(14)

k^нир = (0,16...0,2) - коэффициент соотношения затрат на НИР и ОКР.

Таким образом затраты на НИОКР самолёта с двигателями

С^ниокр=1,18( С_пл^окр+С_дв^окр).(15)

Цена самолёта с двигателями включает затраты на серийное производство планера с оборудованием и серийное производство двигателей.

Ц_с=(С_пл^сп+С_дв^сп n_дв) (1+k_p); (тыс.$США)(16)

Где С_пл^сп - затраты на серийное производство планера самолёта с оборудованием;

n_дв - число установленных двигателей;

С_дв^сп - затраты на серийное производство двигателей;

k_p - коэффициент рентабельности, он выбирается k_p=0,09...0,45.

3. Затраты серийного производства

На затраты серийного производства самолётов наибольшее влияние оказывает масса пустого самолёта m_п (тонн, с учётом массы бортового оборудования), крейсерская скорость V_кр (км/час) и программа выпуска (серийность) N_пл.

Затраты на одно изделие (планер) определяются по среднесовокупным затратам С_пл^сп, устанавливаемым из расчёта общей программы выпуска:

С_пл^сп=k₃ V_кр^0,4 N_п^-0,2 k_N; (тыс.$США)(17)

Где m_п - масса пустого самолёта;

N_п - программа выпуска (серийность):

k_п - коэффициент учитывающий серийность выпуска самолётов;

Он выбирается следующим образом:

=0,9;k_N=1при 20m_п200 тонн;

=0,93;1,25 k_N 1,35при 200 тонн m_п1000 тонн;

=0,99;1,5 k_N 1,75при 1000m_п2000 тонн.

За главные показатели расчёта себестоимости серийного производства двигателей могут быть приняты: взлётная тяга (мощность) Р_oi (даН); крейсерская скорость полёта V_кр (км/час) и программа выпуска N_дв.

Размер парка выпуска двигателей N_дв определяется по формуле:

N_дв=N_пл n_дв (1+n_зк^дв)= N_пл n_дв ( t_а^пл /t_а^дв);(18)

Где n_дв - число установленных двигателей;

n_зк^дв - число замен комплекта двигателей;

t_а^пл, t_а^дв - соответственно амортизационный ресурс планера и двигателя самолёта (в часах).

Себестоимость серийного производства двигателей:

С_дв^cп=k₄ Р_oi ^0,64 V_кр^0,2 N_дв^{- 0,28};(19)

Где 6 Р_oi 25 тонн;

550 км/чV_кр 950 км/ч;

N_дв - программа выпуска (серийность).

4. Эксплуатационные расходы

Прямые эксплуатационные расходы включают затраты на горюче-смазочные материалы С_гсм, техническое обслуживание С_то, амортизацию С_а, реновационные отчисления С_р и затраты на капитальный ремонт С_кр, заработную плату лётно-подъёмного состава С_зп и прочие прямые расходы С_пр.

Часовые затраты на горюче-смазочные материалы:

С_гсм=0,109V_кр^0,68 m_о^0,8 L_р^-0,3 ;($ США/час)(20)

Где V_кр - крейсерская скорость полёта, км/ч;

L_р - расчётная дальность полёта с m_{кн mах};

m_о - взлётная масса самолёта;

- коэффициент увеличения затрат на горюче-смазочные материалы с ростом взлётной массы самолёта;

=1при 50m_о300 тонн;

=2,15при 300 тонн m_о1500 тонн;

=2,75при 1500m_о3000 тонн.

Часовые затраты на техническое обслуживание в наибольшей мере определяются взлётной массой m_o и межремонтным ресурсом _м.р^пл самолёта (в часах), а также мощностью Р_mах (даН) и межремонтным ресурсом _м.р.^дв двигателя (в часах).

В целом часовые затраты на техническое обслуживание самолёта (с двигателями):

С_то=27,5 ( _м.р^пл)^{- 0,15} + 41,2( Р_oi n_дв)^0,35 ( _м.р.^дв)^{- 0,2}; ($ США/час)(21)

Где С_то - затраты на техническое обслуживание;

m_o - взлётная масса самолёта;

n_дв - число двигателей;

Р_oi - максимальная мощность.

Коэффициент определяется в зависимости от m_o:

=0,45при 50 тоннm_о300 тонн;

=0,72при 300 тонн< m_о1500 тонн;

=0,86при 1500 тонн<m_о3000 тонн.

6 Р_oi 25 тонн;

3000_м.р^пл 6000 ч;

2500_м.р.^дв 5000 ч.

Часовые амортизационные отчисления.

Ресурсы:

_а^пл =t_а^пл T_{г т}^пл;(22)

_а^дв =t_а^дв T_{г т}^дв;(23)

гдеT_г - годовой налёт часов самолёта;

T_г =2400...2800 часов для самолётов с полным ресурсом менее 40000 часов;

T_г =2800...3400 часов для самолётов с полным ресурсом более 40000 часов;

t_а^пл, t_а^дв - соответственно амортизационный срок службы планера (t_а^пл =10-15 лет) и двигателя (t_а^дв=5-10 лет), _т^пл, _т^дв - соответственно технический ресурс планера и двигателя.

Реновация планера и двигателей самолёта равна:

С_р=(С_пл^сп /_а^пл+С_дв^сп n_дв /_а^дв) (1+k_р);($ США/час)(24)

где_а^пл, _а^дв - соответственно амортизационный ресурс планера и двигателя самолёта;

k_p - коэффициент реновации, он выбирается k_p=0,09...0,45.

Часовые амортизационные отчисления на капитальный ремонт планера и двигателей самолёта:

С_кр=С_кр^пл+С_кр^дв=(92*10³ k_N /_мр^пл)+(14,6*10² Р_oi^0,6 N_дв^{- 0,13} n_дв /_мр^дв); ($ США/час) (25)

Где _мр^пл, _мр^дв - соответственно межремонтный ресурс планера и двигателя самолёта (в часах);

=0,6;k_N=1при 20m_п200 тонн;

=0,63;1,25 k_N 1,35при 200 тонн< m_п1000 тонн;

=0,68;1,5 k_N 1,75при 1000<m_п2000 тонн.

6 Р_oi 25 тонн;

3000_м.р^пл 6000 ч;

2500_м.р.^дв 5000 ч.

Часовые амортизационные отчисления С_а включают затраты на реновацию С_р и капитальный ремонт С_кр планера и двигателей самолёта:

С_а=С_р+С_кр; ($ США/час).(26)

Часовые расходы на заработную плату лётно-подъёмного состава рассчитываются в зависимости от взлётной массы самолёта и коэффициента роста численности членов экипажа:

С_зп^лпс=1,12 m_o^0,9 k_зп;($ США/час)(27)

Где С_зп^лпс - зарплата лётно-подъёмного состава;

k_зп =1при50 тонн m_о300 тонн;

k_зп =1,35при 300 тонн< m_о1500 тонн;

k_зп =1,78при 1500 тонн< m_о3000 тонн.

Прочие прямые эксплуатационные расходы учитываются в себестоимости, одного лётного часа коэффициентом, составляющим 7% от суммы перечисленных статей затрат прямых эксплуатационных расходов, т.е.

С_пр=0,07 = 0,07(С_гсм + С_то+С_р+С_кр+ С_зп^лпс); ($ США/час)(28)

Суммарные прямые эксплуатационные расходы по ЛА, приходящиеся на один лётный час, определяются по формуле:

С_лч^пэр= С_гсм + С_то+ С_а + С_зп^лпс +С_пр($ США/час)(29)

Косвенные (аэропортовые) эксплуатационные расходы.

Текущие затраты при эксплуатации аэродромных покрытий.

С_г^аэр=5,72*10 ^{- 8} (Р_глш /N_к) ^0,74 L_впп^2,78+7,28 (Р_глш /N_к) ^0,64 (N_пр^св) ^0,72 (тыс. $ США/час)(30)

Где Р_глш - единичная нагрузка на главную стойку шасси (тонн);

N_к - число колёс на главной опоре шасси;

L_впп - потребная длина взлётной посадочной полосы аэродрома, (метров);

N_пр^св - норматив годового числа приведённых самолёто-вылетов для аэропорта данного класса (тыс. вылетов), см. приложение №1.

Здесь

Р_глш=m_o k_po / N_го;(31)

гдеm_o - взлётная масса самолёта, тонн;

k_po - коэффициент распределения взлётной массы ЛА между главными опорами шасси, (k_po =0,8...0,95);

N_го - число главных опор.

Текущие затраты службы управления воздушным движением, авиатопливообеспечением, авиационно-технической базы

С_г^{увд, гсм, атб}=31,44 ( N_пр^св) ^0,6 [5,58 ( N_пр^св) ^0,06 + ( N_пр^св) ^0,33 +1,35]; (тыс. $ США/час)(32)

Где N_пр^св - число приведённых самолёто-вылетов, тыс. прив. ед.

Текущие затраты комплекса перевозок:

С_г^пер=48,27 + 0,84 Q_пасс^аэр +3,17 ( Q_гр^аэр)^1,12;(тыс. $ США/час)(33)

Где Q_пасс^аэр, Q_гр^аэр - годовой объём пассажирских и грузовых перевозок (соответственно тыс. чел/год и тыс. тонн/год), см. приложение №1.

Таким образом, годовые текущие затраты наземного комплекса составляют:

С_г^кэр=С_г^аэр+ С_г^{увд, гсм, атб}+ С_г^пер;(34)

Косвенные эксплуатационные расходы включают затраты связанные с функционированием и поддержанием в технической исправности различных служб наземного комплекса (аэропорта).

Затраты в наземный комплекс (аэропорт) учитывается в себестоимости одного лётного часа самолёта по статье косвенные (аэропортовые) эксплуатационные расходы, а стоимости одного лётного часа - через себестоимость и величину капитальных вложений.

Косвенные эксплуатационные расходы одного лётного часа считаются по формуле:

С_лч^кэр=С_г^кэр m_{кн mах} / Q_аэр t_л ;($ США/час)(35)

Где С_г^кэр - готовые текущие затраты наземного комплекса (аэропорта) ($ США);

m_{кн mах} - максимальная масса коммерческой нагрузки (тонн);

Q_аэр - норматив общего максимального тоннажа отправок в год для аэропорта данного класса (тыс. тонн/год), см. приложение №1;

t_л - время полёта на расчётную дальность (часов).

5. Капитальные вложения в наземный комплекс

Для расчёта капитальных вложений в наземный комплекс, приходящихся на один лётный час самолёта К_лч^нк , необходимо определить стоимость подсистем наземного комплекса (аэропорта).

Стоимость аэродромных покрытий:

Ц_аэр=31,46*10 ^{- 8} ( Р_глш / N_к) ^0,74 L_впп^2,78 + 40,3 (Р_глш / N_к) ^0,64 (N_пр^св) ^0,72 (тыс. $ США/час)(36)

Где N_пр^св - годовое число приведённых самолёто-вылетов данного наземного комплекса (тыс. вылетов в год), см. приложение №1.

Стоимость средств радионавигации, посадки и управления воздушным движением, средств авиатопливообеспечения, зданий и сооружений технического обслуживания самолётов по:

Ц_{увд, гсм, атб}=172,9 ( N_пр^св) ^0,6 [5,58 ( N_пр^св) ^0,06 + ( N_пр^св) ^0,33 + 1,35]; (тыс. $ США/час)(37)

Где N_пр^св - число приведённых самолёто-вылетов данного наземного комплекса (тыс. вылетов в год), см. приложение №1.

К комплексу перевозок относятся здания и сооружения предназначенные для непосредственного обслуживания пассажиров и грузов. В соответствии с этим стоимость комплекса перевозок:

Ц_пер=265,46 +4,6 Q_пасс^аэр +17,42 Q_гр^{аэр 1,12};(тыс. $ США/час)(38)

Где Q_пасс^аэр, Q_гр^аэр - годовые объёмы пассажирских и грузовых перевозок (соответственно тыс. чел/год и тыс. тонн/год), см. приложение №1.

Таким образом, стоимость аэропорта составит:

Ц_нк=Ц_аэр+ Ц_{увд, гсм, атб} +Ц_пер;(тыс. $ США/час)(39)

Классификация аэропортов.

Показатели работы	Класс союзных аэропортов и аэродромов
	А	Б	В	Г	Д
Общий максимальный тоннаж отправок в год, тыс. т	200	100	50	15	2,5
В том числе отправки пассажиров, тыс. чел. в год*	1750	850	400	125	25
Максимальное число приведённых самолёто-вылетов (относительно Ил-14), тыс. в год	160	100	60	20	6

^* Масса одного пассажира условно принята 0,1 т.

Контрольные вопросы

Как производится определение стоимости выполнения годовой транспортной операции парком транспортных самолётов?

Какие существуют затраты на ОКР? Как они рассчитываются?

Какие существуют затраты серийного производства?

Какие существуют эксплуатационные расходы? Как они рассчитываются?

Методы расчета капитальных вложений в наземный комплекс.

ЛЕКЦИЯ №11. ОСОБЕННОСТИ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ЛЕГКИХ МНОГОЦЕЛЕВЫХ САМОЛЕТОВ ДЛЯ НАРОДНОГО ХОЗЯЙСТВА

План лекции

Общие требования к легким самолетам народнохозяйственного назначения

Специальные требования, предъявляемые к облику легких многоцелевых самолетов

Выбор схемы самолета

Методика расчета массы легкого самолета

1. Облик легких самолетов для народного хозяйства

Многие отрасли народного хозяйства нашей страны - здравоохранение, лесное хозяйство, метеослужба, служба геодезии и картографии, строительные и промышленные предприятия - используют легкие самолеты.

Масса и размеры легких самолетов определяются следующими условиями их эксплуатации и характеристиками потребной целевой нагрузки.

Средняя протяженность МВЛ составляет 250...270 км, среднее расстояние между дозаправками около 400 км.

Время патрулирования должно быть не менее четырех часов.

Суточные отправки на 50% МВЛ не превышают семи человек, а на 80% МВЛ они составляют 8...15 пассажиров.

Взлетно-посадочные полосы длиной 500 м и более составляют 97% всех аэродромов МВЛ. Только 2...3% полос имеют длину не более 400м. Основная масса аэродромов МВЛ имеет длину 600...650 м.

Потребная целевая нагрузка:

в пассажирском варианте 5...7 пассажиров, почта, груз (всего 500...700 кг) - первая весовая категория легких самолетов МВЛ; 15...18 пассажиров, почта, груз (всего 1500...1800 кг) - вторая весовая категория легких самолетов МВЛ;

в санитарном варианте - двое носилочных больных и двое сопровождающих медработников, медоборудование объемом не менее 1 м³ (всего около 400 кг);

Для патрулирования заповедных зон, санитарной службы, для перевозки 5...7 пассажиров, для воздушных съемок, а также для транспортно-связных работ целесообразно иметь легкий самолет первой весовой категории. Такие самолеты принято называть многоцелевыми. Они должны допускать быстрое (не более шести человеко-часов) переоборудование одного варианта в другой, возможность эксплуатации на колесах, лыжах и поплавках.

На облик и массу легких многоцелевых самолетов оказывают влияние, кроме изложенного выше, следующие требования.

Шум в кабине экипажа и в пассажирской кабине не должен превышать значений, регламентируемых предельным спектром.

Шум на местности от самолета не должен превышать 93...95 PN дБ.

Компоновка кабины экипажа должна предусматривать возможность размещения двух членов экипажа и установку двойного управления.

Удельный объем багажников должен быть не менее 0,2 м³ на одного пассажира. Почтовое помещение объемов 0,2...0,4 м³ необходимо изолировать.

Общий технический ресурс конструкции самолета - не менее 20...30 тыс. полетов.

Расчетная посадочная масса должна быть равна взлетной.

На колесном шасси самолет должен обеспечить регулярную аэродромах с удельной прочностью не менее 3 даН/см².

Самолет должен допускать эксплуатацию в диапазоне температур наружного воздуха -60...+50 С при относительной влажности 100%, а также при боковом ветре не менее 10 м/с.

Самолет должен быть оборудован системой отопления и вентиляции кабин. Если расчетная высота полета более 3 км, то кабина должна быть герметичной.

Должна бить обеспечена защита двигателей от попадания камней и грязи при взлете и посадке.

Навигационно-пилотажное оборудование должно обеспечивать визуальный полет, полет по приборам вне видимости земли и заход на посадку по минимуму 60800 м (60 м - высота нижней кромки облачности, 800 м -дальность горизонтальной видимости).

...