Публикации
Выбор компоновки крыла
Всероссийский сборник статей и публикаций института развития образования, повышения квалификации и переподготовки.
Скачать публикацию
Язык издания: русский
Периодичность: ежедневно
Вид издания: сборник
Версия издания: электронное сетевое
Публикация: Выбор компоновки крыла
Автор: симонова лариса константиновна
Периодичность: ежедневно
Вид издания: сборник
Версия издания: электронное сетевое
Публикация: Выбор компоновки крыла
Автор: симонова лариса константиновна
ОглавлениеВведение1. Научно-исследовательский раздел1.1 Выбор компоновки крыла1.2 Определение формы крыла в плане1.3 Выбор механизации крыла1.4 Обзор способов «разгрузки» крыла1.5 Выбор конструктивно-силовой схемы крыла1.6 Рассмотрение модификации законцовки крыла2. Конструкторский раздел2.1 Разработка тактико-технических требований2.2 Выбор и обоснование схемы самолета и его основных параметров2.2.1 Определение характеристик крыла2.2.2 Выбор параметров фюзеляжа2.2.3 Выбор схемы и параметров оперения2.2.4 Схема шасси2.2.5 Выбор двигателя2.2.6 Удельная нагрузка на крыло2.3 Определение потребной тяговооруженности самолета2.3.1 Подбор двигателей2.4 Расчет взлетной массы самолета2.4.1 Определение массы целевой нагрузки2.4.2 Определение массы снаряжения и служебной нагрузки2.4.3 Определение относительной массы конструкции2.4.4 Определение относительной массы силовой установки2.4.5 Определение относительной массы топливной системы2.4.6 Определение относительной массы оборудования и управления2.4.7 Определение взлетной массы самолета2.5 Определение параметров крыла2.6 Определение параметров оперения2.7 Выбор параметров шасси2.8 Составление сводки масс самолета2.9 Расчет центровок самолета2.10 Разработка конструкции агрегата2.10.1 Выбор профиля2.10.2 Расчет аэродинамических нагрузок2.10.3 Расчет массовых и инерционных сил2.10.4 Определение крутящих моментов по сечениям крыла2.10.5 Определение расчетных значений Мизг и Мкр для заданного сечения крыла2.10.6 Определение элементов конструктивно-силовой схемы2.10.7 Определение нормальных усилий, действующих на панели крыла2.10.8 Определение толщины обшивки2.10.9 Определение шага стрингеров и нервюр2.10.10 Расчет площади сечения стрингеров2.10.11 Определение площади сечения лонжеронов2.10.12 Нахождение толщины стенок лонжеронов2.10.13 Расчет сечения крыла на изгиб3. Технологический раздел3.1 Анализ сборочной единицы на технологичность3.2 Размерный анализ собираемого агрегата3.3 Разработка схемы членения агрегата или узла3.4 Составление схемы сборки3.5 Выбор способа базирования3.6 Оценка погрешности сборки3.7 Разработка технического задания на проектирование сборочного приспособления4. Экономический раздел4.1 Общие сведения4.2 Оценка производственной эффективности4.3 Расчет себестоимости летного часа4.4 Определение уровня конкурентоспособности5. Техника безопасности5.1 Опасные факторы, возникающие при эксплуатации самолета5.2 Мероприятия по технике безопасностиЗаключениеСписок литературыПриложенияВведениеТемой дипломной работы является проектирование административного самолета с разработкой конструкции крыла. При проработке задания объектом проектирования выбран дозвуковой реактивный самолет административного класса пассажировместимостью 129 человек и дальностью полета до 5500 км для решения проблемы развития внутри- и межрегиональных авиаперевозок.Назначением административного самолета является перевозка пассажиров, занимающихся коммерческими видами деятельности, и должностных лиц государственных учреждений. Пассажирский салон самолетов данного класса должен обеспечивать комфортный перелет пассажиров и предоставлять возможность работы на борту воздушного судна при помощи электронных средств.Целью диплома является разработка проекта административного самолета и конструкции крыла. В соответствии с темой дипломной работы представляется необходимым решить следующие задачи:Определить тактико-технические требования к самолету. Выбрать схему самолета, разработать аэродинамическую, объемную и весовую компоновку. Определить нагрузки на крыло, провести расчет на прочность. Разработать конструктивно-силовую схему крыла. Рассмотреть технологические вопросы сборки консоли крыла. Оценить экономическую эффективность проекта самолета. Рассмотреть опасные факторы, возникающие при эксплуатации самолета, разработать мероприятия по защите от них.Научно-исследовательский раздел Целью исследования является разработка концепции крыла административного самолета. Для решения поставленной цели необходимо рассмотреть следующие вопросы:Выбор компоновки крыла. Определение формы крыла в плане. Выбор механизации крыла. Обзор способов «разгрузки» крыла. Выбор конструктивно-силовой схемы. Рассмотрение модификации законцовки крыла. В качестве способа исследования используется теоретический научный метод, который заключается в отражении сущности явлений и установлении внутренних связей процессов, закономерностей посредством данных, полученных опытным путем.1.1 Выбор компоновки крылаКрыло – важнейший агрегат конструкции самолета, который не только обеспечивает его управляемость, устойчивость и создание подъёмной силы, потребной для всех режимов полета летательного аппарата, но также служит местом размещения других агрегатов (топливных баков, шасси, двигателей и т.д.). Для того чтобы определить компоновку крыла, необходимо рассмотреть варианты установки топливных баков, силовой установки и шасси на крыле и других агрегатах планера. Таким образом, принимается компоновка крыла проектируемого самолета с расположением силовой установки в хвостовой части фюзеляжа, топливных баков в кессоне корневой части крыла за местом установки механизма уборки-выпуска шасси (Рисунок 1).Рисунок 1 – Эскиз компоновки крыла.1.2 Определение формы крыла в планеВид крыла в плане разрабатывается с учетом компромисса между требованиями аэродинамики, эксплуатации, прочности и технологии производства.Учитывая достоинства и недостатки принимается крыло с умеренной стреловидностью.1.3 Выбор механизации крылаМеханизация крыла решает следующие основные задачи.Увеличение коэффициента подъемной силы крыла на этапе взлета.Повышение эффективности элеронов на больших углах при использовании механизации, сохранение боковой устойчивости и управляемости.Улучшение эффективности торможения при пробеге и кратковременное снижение подъёмной силы крыла при заходе на посадку.Для увеличения коэффициента подъемной силы крыла на режиме взлета применяются разнообразные элементы механизации по задней кромке крыла: выдвижные и обыкновенные щитки, щелевые, выдвижные и обыкновенные закрылки. Наиболее просты в исполнении простые щитки и закрылки, но положительный эффект от их использования меньше, чем у щелевых и выдвижных. Последние создают наибольший прирост Cy max, но имеют больший вес и сложную конструкцию.Для решения второй задачи применяют автоматические предкрылки с профилированной щелью, щитки Крюгера, турбулизаторы, которые способствуют плавному и безотрывному обтеканию крыла на больших углах атаки.Для решения третьей задачи и улучшения эффективности поперечного управления в полете применяют интерцепторы. Стреловидность сильно снижает эффект механизации с увеличением угла стреловидности. Уменьшение Cy max гораздо ощутимее на обычных, нежели выдвижных закрылках (Рисунок 2).Рисунок 2. Влияние стреловидности по задней кромке на Cy max крыла без механизации и с выдвижными закрылками.Таким образом, выбираются в качестве элементов механизации: интерцепторы и выдвижные двухщелевые закрылки Фаулера, что позволяет получить крыло с высоким коэффициентом подъемной силы, улучшить эффективность поперечного управления в полете и сократить дистанцию пробега самолета.1.4 Обзор способов «разгрузки» крылаВ полете на крыло самолета действует подъемная аэродинамическая сила, направленная противоположно массовым нагрузкам. Чтобы уменьшить момент, создаваемый воздушной силой, на крыле располагают агрегаты, которые создают момент от сосредоточенных массовых сил, тем самым разгружая крыло.В качестве элементов для «разгрузки» крыла выступают: шасси, силовая установка, подвесные или внутренние топливные баки. Их расположение определяется конструктивно согласно компоновке крыла. Чем дальше от корня крыла по размаху размещаются агрегаты, тем создается больший момент от массовых сил.Принятые при разработке компоновки крыла два топливных бака и шасси проектируемого самолета, разгружают крыло от действия аэродинамических сил.1.5 Выбор конструктивно-силовой схемы крылаВ ходе развития авиастроения были получены и применены на практике разнообразные конструктивно-силовые схемы крыла. Исходя из способа восприятия внешних нагрузок элементами конструкции крыла самолета и, в частности, меры вовлеченности обшивки в работу данного агрегата можно условно выделить три основные конструктивно-силовые схемы: лонжеронную, кессонную и моноблочную.Если рассматривать предельный случай моноблочного крыла, то основным конструктивным элементов, воспринимающим крутящий момент от действия воздушных сил, служит достаточно толстая обшивка. Вместо лонжеронов имеются продольные стенки, которые работают на сдвиг, воспринимая поперечную силу. Моноблочные крылья встречаются редко, так как они крайне невыгодны в весовом отношении.Кессонная конструкция является промежуточным вариантом выбора конструктивно-силовой схемы между лонжеронным и моноблочным крылом, как как обшивка в данном случае частично вовлечена в работу агрегата на изгиб и кручение. Основной частью крыла, воспринимающей изгибающий момент или большую его часть, является кессон. Лонжероны в таком крыле воспринимают, в основном, поперечную нагрузку в силу небольших размеров площади их поясов, соизмеримых с площадью стрингеров.Чтобы определиться с типом конструктивно-силовой схемы крыла, проведем сравнительную оценку лонжеронного и кессонного крыла по нескольким критериям.С ростом изгибающего момента и, соответственно, с увеличением массы крыла, необходимо увеличивать приведенную толщину обшивки, что приведет к значительному сокращению расстояния между центрами масс поясов лонжерона, а в случае с кессонным крыло – к повышению критического напряжения за счет утолщения верхней и нижней панели. Поэтому после достижения некоторого значения массы крыла летательного аппарата (Рисунок 1) целесообразно применять кессонную схему крыла. Преимущество использования лонжеронного крыла самолета массой менее 20 тонн объясняется тем, что при увеличении площади поясов лонжеронов возрастает критическая нагрузка, которая компенсирует уменьшение рабочей высоты лонжерона (Житомирский Г. И. Конструкция самолетов: учебник для студентов авиационных специальностей вузов. - 3-е изд., перераб. и доп. - М.: Машиностроение, 2015. - 406 с).Рисунок 1. Зависимость области применения крыла от массы самолета и толщины обшивки.С позиции компоновки и эксплуатационной технологичности более выгодно применение лонжеронного крыла. Для обслуживания и сборки различных узлов и агрегатов, входящих в его состав, выполняются вырезы в обшивке, которые закрываются крышками с креплением винтами по контуру или компенсируются установкой силовых нервюр. Однако, в крыле кессонного типа данные вырезы должны закрываться силовыми люками, воспринимающими осевые усилия и внутренние напряжения, возникающие при сдвиге, что требует усиленного болтового подкрепления крышек посредством фитингов. К тому же, крепление консоли кессонного крыла к фюзеляжу сложнее выполнить, так как оно осуществляется по всему контуру кессона. Таким образом, усложняется эксплуатация агрегата и увеличивается вес его конструкции.Жесткость кессонного крыла больше, чем лонжеронного. Это объясняется существенной разницей в толщине обшивок крыльев двух видов.Таким образом, принимается лонжеронно-кессонная конструктивно-силовая схема крыла, что позволяет включить в работу восприятия крыла внешних нагрузок обшивку.1.6 Рассмотрение модификации законцовки крылаТак как в настоящее время затраты на оплату топлива составляют около 30% от всех расходов авиакомпании, проблема экономии топлива поставлена во главу угла. Решают ее преимущественно за счет совершенствования аэродинамики планера и установки более эффективных двигателей. Но каждый следующий шаг к увеличению топливной экономии дается с большим трудом, чем предыдущий. Производители турбовентиляторных двигателей считают, что смогут в ближайшие два-три десятилетия повысить коэффициент полезного действия своих изделий с 40 до 60%, так как по статистике каждое новое поколение ТВД потребляет топлива в среднем на 11% меньше предыдущего.Ситуация по данной проблеме в области проектирования летательных аппаратов сложнее. Совершенство аэродинамики компоновки современных самолетов подходит к своему пределу. Если какое-либо нововведение по конструктивной части позволит сэкономить от нескольких десятых долей до пары процентов топлива, то это можно считать успехом. Ведущие мировые авиастроительные компании ведут в этом направлении работу. Одним из способов повышения топливной эффективности самолета является применение законцовок типа винглетов. В концевой области крыла воздушных поток, стремящийся перейти из зоны высокого в зону низкого давления закручивается в вихревые жгуты, ухудшая тем самым аэродинамическую эффективность крыла (Рисунок 2). Для оптимизации прохождения воздушного потока в концевой части крыла применяют винглеты.Рисунок 2. Образование воздушных вихрей на конце крылаДанная выпускная квалификационная работа не предусматривает расчет на прочность крыла с установленными винглетами. Но рассматриваемый вид законцовок крыла может быть установлен опционально в виде модификации. Винглет смешанного типа в отличие от обычного углового имеет больший радиус изгиба с плавным переходом от крыла к законцовке, что позволяет обеспечить оптимальное распределение аэродинамической нагрузки и избежать концентраций воздушный вихрей. Также повышается продольная устойчивость самолета, обеспечивая лучшую управляемость в условиях турбулентности.Конструктивно каркас винглета (Рисунок 3) состоит из двух графитовых лонжеронов, дюралевых нервюр и стыкового узла, подкрепленного титановыми пластинами. Материал обшивки и законцовки винглета – алюминиевый сплав.Рисунок 3. Эскиз конструкции винглетаПо данным Cessna Aircraft Company применение винглетов смешанного вида на самолете Citation X+ позволило увеличить дальность полета на 11% и скороподъемность (высоту в 12,5 км модель бизнес-джета, оборудованная законцовками крыла, набирает на 5 минут быстрее прототипа без винглетов) за счёт снижения индуктивного сопротивления.2. Конструкторский раздел2.1 Разработка тактико-технических требованийВыбирается пять серийных административных самолётов с массой коммерческой нагрузки в пределах 1111-1729 кг с целью получения более широкого поля возможностей для сбора статистических данных. Далее необходимо дать характеристику отобранным летательным аппаратам и выделить важные технические особенности, реализованные в их конструкции. Основные характеристики прототипов представлены в Таблице 1.Таблица 1 – Основные характеристики прототиповCessna Citation X – административный самолет (Рисунок 1), разработанный американской компанией Cessna в начале 1990-х годов. К моменту зарождения программы Citation X семейства самолетов серии 650 уже отмечали свое восьмилетие. К девяностому году Cessna Aircraft Company провела исследование на тему модернизации самолетов, в ходе которого выяснилось, что клиенты заинтересованы в более быстрых и вместительных воздушных судах. Это дало фирме импульс к созданию новой серии административных самолетов. Первый полет прототипа был проведен 21 декабря 1993, его сертификация заняла три года.Механизация Cessna Citation X включает по задней кромке трехсекционные закрылки и элероны, по передней – двухсекционные предкрылки. Фюзеляж круглого сечения с усиленной конструкцией в виде нервюр большей площади сечения в области гермокабины, форма которого предоставляет возможность эффективного использования внутреннего пространства для комфортного размещения двенадцати пассажиров. Основной особенностью самолета, обуславливающей высокую крейсерскую скорость порядка 990 км/ч, является применения двух мощных двигателей Rolls-Royce AE 3007C совместно с крылом довольно большой стреловидности (37 градусов), что делает его одним из самых быстрых в своей категории самолетов.Рисунок 1 – Cessna 750 Citation XCessna Model 680 Citation Sovereign (Рисунок 2) – трансконтинентальный самолет, созданный компанией Cessna для перевозки 8-12 пассажиров. Данный административный самолет был представлен публике на выставке в Лас-Вегасе в 1998 году, чтобы заполнить модельную нишу между легким двухмоторным Citation Excel и высокоскоростным Citation X. Первый полет был выполнен 27 февраля 2002 года. Герметичная пассажирская кабина имеет обогрев с системой кондиционирования. Ее компоновка в стандартной комплектации включает в себя четыре пары со столиком между ними. На самолете установлена система авионики Honeywell Primus Epic, в состав которой входят два основных дисплея для обеспечения наиболее точной ситуационной осведомленности о скорости и высоте полета, скороподъемности, один из которых служит для индикации состояния работы двигателя и оповещения экипажа (EICAS). Сведения от системы управления полетом Honeywell (FMS) синхронизируются со всемирной аэронавигационной базой данных посредством технологий GPS, системы всенаправленного дальномерного и азимутального радиомаяка.Крыло рассматриваемого административного самолета имеет умеренную стреловидность порядка 13 градусов по четверти хорд и увеличенное удлинение, что в совокупности позволяет применять бизнес-джет на аэродромах с короткой взлетно-посадочной полосой, так как взлетная дистанция небольшая по сравнению с другими самолетами компании Cessna.Falcon 50EX – среднемагистральный самолет (Рисунок 3), производимый французской фирмой Dassault Aviation. Первый полет датируется 10 апреля 1996 года. По сравнению с прошлой моделью Falcon 50 увеличилась скороподъемность (время набора высоты 12,5 км сократилось до 23 минут) и дальность полета до 6050 км. Такого результата удалось достигнуть за счёт установки трех новых двигателей AlliedSignal TFE 731-40 с увеличенной тягой и улучшенным на 7% расходом топлива. Также была модернизирована система авионики (Collins Proline 4), которая включает четыре экрана, улучшенное оборудования системы аварийного радиомаяка, регистратор радиопереговоров и так далее.Рисунок 2 – Citation SovereignВсе багажные отделения полностью герметизированы и вмещают в себя, в общей сложности, 1000 кг багажа.Рисунок 3 – Falcon 50EXBombardier Challenger 300 - бизнес-джет дальностью полета около 5700 км производства компании Bombardier Aerospace. Представленный на Парижском авиасалоне 1999 года, он совершил свой первый полет 14 августа 2001 года, получил канадское официальное утверждение 31 мая 2003 года и был представлен 8 января 2004 года. Разработки самолёта начались в конце 1990-х годов. Тогда первоначально планировалось использоваться самолёт в качестве небольшого пассажирского воздушного судна, вместимостью до 120 человек, однако впоследствии, он был пере классифицирован в административный. Тяга данного бизнес-джета обеспечивается двумя турбовентиляторными двигателями Honeywell AS907 с мощностью каждого 30,4 кН. Предполетный осмотр легко выполняется с уровня земли. Уровень моторного масла проверяется с помощью переключателей за панелью доступа прямо перед передним краем правого крыла. Количество и распределение топлива можно проверить одновременно.Из конструктивных особенностей Challenger 300 можно выделить полумонококовый фюзеляж и крыло алюминиевой конструкции без предкрылков, имеющего винглеты высотой 1,15 м. Установка данного типа законцовок крыла позволила снизить индуктивное сопротивление на 17,5% в крейсерском режиме полета. Подвесные элероны приводятся в действие вручную, руль высоты и направления гидравлические с механической подпоркой, электродистанционные спойлеры улучшают управление по крену и действуют, как воздушный тормоз на земле, гидравлический одинарный щелевой щиток Фаулера имеет четыре положения: 0/10/20/30°. Авионика Rockwell Collins Pro Line 21 включает в себя четыре дисплея, компьютер с системами индикации параметров работы двигателя, предупреждения об опасной близости земли (EGPWS) и столкновений самолетов в воздухе (TCAS II).Рисунок 4 – Bombardier Challenger 300Hawker Beechcraft's Hawker 4000, более известный как Hawker Horizon, является среднемагистральным административным самолетом дальностью полета до 6 тысяч километров. Hawker Beechcraft возлагал большие надежды на этот частный самолет – производитель спроектировал его для удовлетворения высоких стандартов комфорта и производительности. Чтобы дать модели 4000 конкурентное преимущество, компания выбрала в качестве материала для фюзеляжа углеродное волокно, создав первый в категории бизнес-джетов самолет с цельнокомпозитным трехсекционным фюзеляжем. На борту воздушного судна имеется двухканальная электронно-цифровая система управления двигателем с полной ответственностью (FADEC), новые автоматический режим вспомогательного блока питания и модуль управления шасси. Применение двигателя Pratt & Whitney PW 308A, выдерживающего 3,13 кг осевой нагрузки, с небольшим удельным расходом топлива 0,28 кг/∆H∙ч, обеспечивает увеличенную дальность полета вкупе с высокими эксплуатационными характеристиками. Конструкция крыла не имеет предкрылка.Рисунок 5 – Hawker 4000Проведенный анализ парка самолетов отечественного производства показал, что ожидается спрос на административные самолеты в связи с изменение объема межрегиональных авиаперевозок. При максимальной пассажировместимости комфорт в салоне должен соответствовать бизнес классу. Техническое обслуживание и ремонт самолёта должны соответствовать требованиям государственных стандартов и норм лётной годности. Расход топлива на 1 пассажирокилометр при максимальной пассажировместимости на практическую дальность из расчёта 75 кг на пассажира должен быть не менее топливной эффективности самолётов аналогов.Для того, чтобы задать тактико-технические требования к проектируемому самолету, определим список общих качественных требований в произвольном порядке, на которые при дальнейшем проектировании следует опираться прежде всего. Комфортное размещение пассажиров в салоне.Высокая топливная эффективность.Осуществление взлета с коротких взлетно-посадочных полос.Возможность модернизации в класс местных пассажирских самолетов.Удобство ремонта и обслуживания.Низкий уровень шума в пассажирской кабине.Высокая крейсерская скоростьДалее произведем ранжирование приведенных выше общих требований к административному самолету методом парных сравнений (Таблица 2), чтобы упорядочить их по критерию относительной значимости в рамках концепции проекта.Таблица 2 – Результаты ранжирования требованийТаким образом, для проектируемого бизнес-джета перечень установленных технических требований в порядке уменьшения значимости выглядит следующим образом:1. Высокая топливная эффективность.2. Комфортное размещение пассажиров в салоне. 3. Высокая крейсерская скорость. 4. Низкий уровень шума в пассажирской кабине. Осуществление взлета и посадки с коротких взлетно-посадочных полос5. Возможность модернизации в класс местных пассажирских самолетов.6. Удобство ремонта и обслуживания.Затем задаются летно-технические характеристики административного самолета, опираясь на статистику и общие технические требования.Класс аэродрома: ГТип взлетно-посадочной полосы: бетонКрейсерская скорость: Vкрейс =850 км/чКрейсерская высота: Нкрейс =10500 мМаксимальная скорость: Vmax = 880 км/чДальность полета: 5500 кмПотолок: 14000 мЧисло пассажиров: 12Состав экипажа: первый пилот, второй пилотМинимальное количество двигателей: 2 Основные конструкционные материалы: - дюралевые сплавы (Д16А-ТНБ, Д16-АТ, Д16-АТБ);- алюминиевые сплавы (АК6, АК8);- магниевые сплавы (МЛ-5);- композиционные материалы;- трехслойные конструкции с сотовым заполнителем.Длина разбега: Lразб =1100 м.Скорость захода на посадку: Vз. п. = 220 км/ч2.2 Выбор и обоснование схемы самолета и его основных параметровАэродинамическая схема определяется расположением вспомогательных поверхностей (стабилизатора, киля) относительно крыла. Различают три основные схемы: «нормальная» аэродинамическая схема (горизонтальное оперение находится за крылом), «утка» (вспомогательные поверхности управления располагаются перед крылом) и «бесхвостка» (отсутствует стабилизатор, как отдельная плоскость управления полетом по тангажу).Выбор аэродинамической схемы зависит от типа проектируемого самолета, условий его применения, компоновки агрегатов конструкции и основных технических требований, предъявляемых к летающему аппарату. Использование схем «утка» и «бесхвостка» для проектируемого административного самолета со стреловидным крылом среднего удлинения невозможно конструктивно, в виду необходимости применения высоких опор шасси при выходе на большие углы атаки на стадии взлета и посадки. Таким образом, принимается «нормальная» аэродинамическая схема, которую имеют все рассмотренные прототипы проектируемого бизнес-джета, включенные в статистику. Достоинства данной схемы следующие:крыло не затеняется оперением и имеет плавный характер обтекания воздушным потоком;хорошая путевая устойчивость, обусловленная малым удлинением носовой части фюзеляжа;обзор экипажа в задней полусфере улучшается.Вместе с выбором аэродинамической балансировочной схемы самолета определяется размещение крыла относительно фюзеляжа. Схема среднеплан широко используется при проектировании военных самолетов, и практически не применяется в гражданском авиастроении в виду того, что центроплан конструктивно мешает созданию пассажирского салона. Схему низкоплан имеют, в основном, транспортные самолеты, так как в этом случае обеспечивается возможность быстрой погрузки-разгрузки благодаря небольшому расстоянию от фюзеляжа до земли. Эвакуация пассажиров самолета данной схемы весьма затруднительна не только при посадке на воду, но и на землю, так как крыло стремится раздавить своим весом кабину в случае возникновения аварийной ситуации.Исходя из технических и эксплуатационных особенностей проектируемого административного самолета выбирается схема «низкоплан». Данное конструкторское решение позволяет повысить уровень безопасности пассажиров в случае вынужденной посадки, улучшить устойчивость и управляемость при рулении за счёт размещения шасси на крыле и обеспечить возможность размещения механизации по всему размаху крыла. Для того, чтобы уменьшить вредное влияние интерференции, необходимо в месте стыка крыла с фюзеляжем применить зализы.2.2.1 Определение характеристик крылаНа графике 1 показана зависимость удлинения крыла самолетов-аналогов от дальности их полета L.График 1 – Зависимость удлинения крыла от дальности полетаДля проектируемого самолета при дальности полета 5500 км удлинение крыла принимаем =7,6.На графике 2 представлена зависимость угла стреловидности крыла самолетов-аналогов от дальности их полета L.График 2 - Зависимость угла стреловидности от дальности полета Для проектируемого самолета при дальности полета 5500 км угол стреловидности крыла принимается χ =18 исходя из статистики и тактико-технического требования короткого взлета и посадки к проектируемому самолету.Принятые конструктивные характеристики схемы крыла занесены в Таблицу 3.Таблица 3. Конструктивные характеристики крыла.В последующем используем полученные данные в процессе конструирования крыла.2.2.2 Выбор параметров фюзеляжаФюзеляж предназначен для размещения полезной нагрузки, экипажа, оборудования и интегрирования в единую конструкцию различных узлов и агрегатов самолета. Форма фюзеляжа принимается круглой, так как в этом случае обеспечивается наименьшее сопротивление трения в виду минимальной площади поверхности агрегата при его постоянном объеме. Форма носовой и хвостовой части фюзеляжа задается в соответствии с требованиями аэродинамики. Поэтому принимается носовая часть плавно сужающейся каплевидной формы, а хвостовая с большим удлинением и прямолинейностью образующих контура с целью не допустить отрыва воздушного потока, приводящего к увеличению аэродинамического сопротивления.Диаметр фюзеляжа принимаем из статистики Dф = 1,9 м.Удлинение фюзеляжа определяем по формуле 1: Удлинение носовой части фюзеляжа рассчитываем по формуле 2:(2) Удлинение хвостовой части фюзеляжа согласно формуле 3:2.2.3 Выбор схемы и параметров оперенияРасположение и количество поверхностей оперения (киля и стабилизатора) определяют его схему совместно с принятой аэродинамической компоновкой планера. Относительная толщина профилей оперения для скоростных самолетов со стреловидным крылом принимается Соп=0,06.Для выбора схемы оперения на основе статистических данных рассмотренных прототипов определяются следующие параметры:удлинение горизонтального оперения: λг.о. = 5,8;сужение горизонтального оперения: ηг.о. = 1,9;удлинение вертикального оперения: λв.о. = 1,4;относительная площадь горизонтального оперения: г.о. = 25 %;сужение вертикального оперения: ηв.о. = 2,36;относительная площадь вертикального оперения: в.о. = 18 %.2.2.4 Схема шассиПо статистике большинство административных самолетов имеют трехопорное шасси с передней носовой опорой. Наибольшее распространение данная схема получила благодаря следующим достоинствам:Сокращение длины пробега за счет интенсивного торможения без опасности капотирования самолета.Хорошая путевая устойчивость летательного аппарата при движении по взлетно-посадочной полосе.Реактивная струя двигателей направлена практически параллельно относительно поверхности земли, что улучшает эксплуатационные свойства самолета.При посадке с боковым ветром угол сноса уменьшается, так как силы трения главных опор колес создают компенсирующий момент.Перечисленные выше достоинства применения на практике шасси с передней опорой более существенны, чем недостатки. К слабой стороне данной схемы следует отнести большую массу носовой опоры в сравнении с двумя хвостовыми, вследствие восприятия ей значительной части нагрузок при торможении и разгоне. Возникает возможность появления колебаний колес относительно оси вращения стойки, для гашения которых приходится применять гидравлические демпферы. Таким образом, с учетом рассмотренных выше особенностей шасси с передней опорой принимается трехопорное шасси для проектируемого самолета.2.2.5 Выбор двигателяВыбирается тип двигателя турбореактивный двухконтурный (ТРДД), так как по результатам ранжирования при проектировании важна топливная эффективность административного самолета. По сравнению с одноконтурным применение двухконтурного двигателя позволяет значительно сократить расход топлива без уменьшения мощности силовой установки. К недостаткам данного вида двигателя можно отнести возросший вес вследствие усложнения конструкции – увеличения диаметра второго контура.Исходя из показателя удельного расхода топлива (Cро=0,28 кг/Н∙ч) и его оптимального удельного веса (γ=0,22 кг/даН) выбираем из ряда прототипов двигатель Pratt & Whitney Canada PW-308A.2.2.6 Удельная нагрузка на крылоКоэффициент подъемной силы принимаем ориентировочно для эффективной механизации Сymax пос = 2,25 (двухщелевой закрылок Фаулера).Выбранное значение удельной нагрузки на крыло проверяется по следующим условиям.Обеспечение заданной скорости захода на посадку определяеся по формуле 4:Где Су max пос = 2,25 – коэффициент подъемной силы;Vз.п= 56 – скорость захода на посадку, м/с;= 0,2 – предполагаемое значение относительной массы топлива;Условие обеспечения заданной скорости захода на посадку выполняется.Обеспечение заданной крейсерской скорости на расчетной высоте полета определяется по формуле 5:Где = 0,337 – относительная плотность на расчетной высоте;Vкр = 239 – крейсерская скорость, м/с.Коэффициент лобового сопротивления при нулевой подъемной силе рассчитывается следующим образом согласно формуле 6:где М= 0,8 - число Маха,= 0,15 - относительная толщина профиля крыла; = 9,9 - удлинение фюзеляжа; Коэффициент отвала поляры в дозвуковой зоне вычисляется в зависимости от удлинения крыла по формуле 7:гдеk = 1,02 - для трапециевидных крыльев с λ>3;- эффективное удлинение крыла;Таким образом, нагрузка на крыло для обеспечения заданной скорости на высоте полета находится по формуле 9:, даН/м2Условие обеспечения заданной крейсерской скорости на расчетной высоте выполняется.За расчетное значение удельной нагрузки на крыло принимается наименьшее из двух расчетных значений Р0 = 290 даН/м2.2.3 Определение потребной тяговооруженности самолетаПеречень наиболее важных для проектируемого административного самолета условий обеспечения тактико-технических требований включает: обеспечение крейсерской скорости, длины разбега, взлета самолета при отказе одного из двигателей.Обеспечение крейсерской скорости полета Vкрейс = 850 км/ч на крейсерской высоте:Где = 0,3 для скорости полета, соответствующей числу Маха М = 0,8 и высоте Н = 10000 при высокой степени двухконтурности;= 0,9 – коэффициент, зависящий от режима работы; – аэродинамическое качество; – аэродинамическое качество на крейсерском режиме.,Обеспечение заданной длины разбега рассчитываем по формуле 11:Где = 2,2 – коэффициент, зависящий от механизации крыла;= 0,02 – коэффициент трения качения колес шасси;=10 – аэродинамическое качество на разбеге.Обеспечение взлета при отказе одного двигателя согласно формуле 12:Где = 2 – число двигателей на самолете; – аэродинамическое качество самолета при наборе высоты;= 0,024 – тангенс угла наклона траектории при наборе высоты, задается нормами летной годности в зависимости от числа двигателей.Подсчитав для намеченных условий величины тяговооруженности, за потребную величину тяговооруженности принимается наибольшая из них, что обеспечит выполнение всех намеченных условий и получение требуемых характеристик самолета.2.3.1 Подбор двигателейПо величине потребной тяговооруженности и для взлетной массы находим суммарную тягу двигателей по формуле 13:Таким образом, потребная тяга одного двигателя даН.Значит, выбранный ранее двигатель Pratt & Whitney Canada PW-308A мощностью 2890 даН удовлетворяет условию потребной тяговооруженности для проектируемого самолёта.2.4 Расчет взлетной массы самолета2.4.1 Определение массы целевой нагрузкиДля проектируемого административного самолета к целевой нагрузке относится коммерческая нагрузка, в которую включаются пассажиры, багаж, платный груз и почта. Приближенно масса коммерческой нагрузки определяется по числу пассажиров согласно формуле 14:Где mпас = 75 – средняя масса одного пассажира, кг;qбаг = 20 – масса багажа, перевозимого одним пассажиром для магистральных самолетов, кг;nпас = 12 – число пассажиров;1,3 – коэффициент, учитывающий массу дополнительного платного груза и почты.кг.Чтобы назначить вероятное значение взлетной массы рассчитаем коэффициент массовой отдачи η для каждого прототипа по формуле 15: ,,,Принимаем коэффициент массовой отдачи η=0,1068 исходя из потребного числа пассажиров для проектируемого самолета. Тогда взлетная масса предварительно принимается кг.2.4.2 Определение массы снаряжения и служебной нагрузкиМасса служебной нагрузки складывается из суммы массы экипажа и снаряжения (формула 16).,где – масса снаряжения для средних по массе самолетов.,2.4.3 Определение относительной массы конструкцииСогласно формуле 17 относительная масса конструкции определяется исходя из взлётной массы самолета и удельной нагрузки на крыло:где k = 0,55 – для самолетов с двумя ТРДД и топливом в крыле;p0 = 290 – удельная нагрузка на крыло, даН/м2.,2.4.4 Определение относительной массы силовой установкиОтносительная масса силовой установки (формула 18) может быть выражена через удельный вес двигателей γ и удельную тяговооруженность (формула 19).где k1 = 2,26 и k2 = 3,14 – статистические коэффициенты, зависящие от числа двигателей; – удельный вес двигателей; – стартовая тяговооруженность.где P0 – принятая энерговооруженность самолета;m0 – принятая взлетная масса самолета.2.4.5 Определение относительной массы топливной системыЗапас топлива для крейсерского полета определяется по формуле 20:где – расчётная дальность крейсерского участка полета; – расчетная дальность полета; – горизонтальная дальность полета на участках наборавысоты и снижения; – крейсерская скорость полета;W – расчётная скорость встречного ветра; – аэродинамическое качество;– удельный расход топлива на крейсерском режиме полета.2.4.6 Определение относительной массы оборудования и управленияОтносительная масса оборудования и управления определяется по эмпирической формуле 21:Где nпасс – число пассажиров;m0 – взлетная масса самолета; – масса снаряжения.2.4.7 Определение взлетной массы самолетаВзлетная масса находится из уравнения существования летательного аппарата по формуле 22.Отличие найденного значения от принятого ранее составляет 3%. Так как это оно не превышает 5%, то можно принять кг за окончательное значение взлетной массы.2.5 Определение параметров крылаПри принятой удельной нагрузки на крыло P0 и взлетной массы самолета m0 находится площадь крыла по формуле 23:м2Зная удлинение и сужение крыла, принятые при выборе схемы самолета, можно вычислить следующие геометрические размеры крыла.Размах крыла согласно формуле 24:где λ = 8,7 - удлинение крыла.м,Концевую хорду крыла можно вырахзить через его площадь и сужение (формула 25-27):,Тогда корневая хорда с учетом сужения крыла:,Средняя аэродинамическая хорда определяется по формуле 29: м.2.6 Определение параметров оперенияПо статистическим данным относительная толщина профилей оперения для скоростных самолетов со стреловидным крылом находится в пределах 5-6% хорды. Принимаем Соп=0,06.Относительные площади горизонтального и вертикального оперения принимаем по статистике: г.о. = 25 %, в.о. = 18 %.Удлинение горизонтального оперения согласно формуле 30:λг.о. =8,42/12= 5,8Сужение горизонтального оперения опредяется, как отношение корневой хорды крыла к концевой (формула 31): ηг.о. = 2,05/0,987=2,1Аналогично находим удлинение и сужение вертикального оперения: λв.о. = 1,4, ηв.о. = 2,36.Принятые ранее г.о. = 25 %, в.о. = 18 % позволяют определить абсолютные площади горизонтального и вертикального оперения относительно площади крыла по формуле 32:Где Sоп – абсолютная площадь оперения; – относительная площадь оперения; – абсолютная площадь крыла.,,Размах горизонтального оперения определяется по формуле 33:,где λг.о = 5,8 – удлинение горизонтального оперения. Концевую хорду горизонтального оперения можно вычислить по формуле 34:м.Корневую хорду горизонтального оперения находим по формуле 35:м.Высота вертикального оперения (формула 36) вычисляется аналогично размаху горизонтального оперения:,,Концевая хорда вертикального оперения:м.2.7 Выбор параметров шассиОсновные параметры шасси принятой трехопорной схемы, которые следует определить, следующие:база – расстояние между осями передней и задней опоры шасси при виде сбоку;колея – расстояние между осями главных опор шасси при виде спереди;вынос главных колес – расстояние между вертикальной осью симметрии главных опор шасси и осью центра тяжести самолета при виде сбоку;вынос переднего колеса – расстояние между вертикальной осью симметрии передней опоры шасси и осью центра тяжести самолета при виде сбокуугол касания хвостовой пяткой φ;высота шасси – расстояние от узлов крепления шасси до поверхности аэродрома в стояночном положении;Продольная база шасси зависит от длины фюзеляжа (формула 38):,где Lф = 65 – длина фюзеляжа, м.,Вынос главных колес должен согласовываться с принятой базой шасси (формула 39): ,Вынос переднего колеса определим согласно формуле 40: Принимаем размер колеи шасси исходя из статистических данных прототипа самолета согласно формуле 41: ,,Угол касания хвостовой пяткой должен обеспечивать использование посадочных углов атаки самолета (формула 42),где – максимальный посадочный угол; – угол заклинения крыла (относительно продольной оси фюзеляжа); – стояночный угол.,2.8 Составление сводки масс самолетаМассу крыла рассчитываем по формуле 42:где np=5,7 – расчетная перегрузка;,Масса фюзеляжа находится при помощи формул 43-46.где - при креплении шасси к крылу;- конструкционная длина фюзеляжа; - площадь омываемой поверхности фюзеляжа - конструкционная высота фюзеляжа;Массу оперения находится согласно формуле 47:кг.Массу шасси рассчитывается по формуле 48:кг.Массу окраски принимается по формуле 49:кг.Снижение веса конструкции можно добиться путем рационального выбора материала для деталей и узлов и тщательной проработки конструктивно-силовой схемы агрегата самолета на этапе конструирования.Абсолютные значения масс агрегатов самолета и окраски получены при помощи весовых формул, которые учитывают теоретические зависимости между геометрическими параметрами агрегатов и воспринимаемых ими нагрузками при помощи эмпирических коэффициентов.В массовую сводку входят абсолютные и относительные значения вычисленных значений составляющих масс проектируемого самолета (Таблица 4).Таблица 4 – Массовая сводка проектируемого самолета2.9 Расчет центровок самолетаЦентровка – это положение центра тяжести самолета относительно средней аэродинамической хорды, выраженное в процентах от ее длины.Положение центра масс летательного аппарата обычно определяется методом двойного взвешивания. При каждом взвешивании замеряют показания передних и задних весов. Зная расстояние между весами и показания передних и задних весов в обоих случаях, по правилам механики определяют для каждого из положений самолета величину равнодействующих сил и линии их действия, пересечение которых определяет положение центра тяжести.В процессе полета по мере выработки топлива, положение центра тяжести может меняться, что нежелательно с точки зрения балансировки самолета. Поэтому необходимо стремиться разместить грузы таким образом, чтобы изменение их веса лежало в допустимых пределах.Допустимый диапазон разбега центровок ограничивается предельными передним и задним положением центра масс самолета, зависит от его схемы, формы крыла в плане и расположения горизонтального оперения. Для проектируемого административного самолета принимается по рекомендации (Концептуальное проектирование самолета: учеб. пособие / В.А. Комаров [и др.] / Самара: Самар. гос. аэрокосм. ун-т, 2007, - 92 с.) предельно допустимые значения центровок прототипа самолета Hawker Siddeley HS-125: , При расчете центровок разрабатывается центровочный чертеж с боковой проекцией самолета в системе координат XY. Принимаем ось Х, совпадающей с осью земли при стоянке, и ось Y – с касательной к носку фюзеляжа. Массу самолета разбиваем на точки, расположение которых совпадает с центром масс каждого груза. Центр масс шасси показывается в убранном и выпущенном положениях. За точки масс с переменным весом принимается: экипаж, пассажиры в салоне, топливо. При расчете положение центра масс агрегатов принимается следующим образом:центр тяжести крыла на 40% bА; центр тяжести оперения на 47% bА г.о.;центр тяжести фюзеляжа на 60% его длины (при стреловидном крыле);центр масс оборудования и управления в центре масс фюзеляжа;центр масс топлива и топливной системы в центре масс площади топливных баков крыла на плановой проекции самолета.Таблица 5 – Центровочная ведомость.Для расчета координат центра тяжести самолета и центровок используются формулы 50, 51:Где ba=2,552 м – длина средней аэродинамической хорды;Хa=9,269 м – расстояние от носа фюзеляжа до носка средней аэродинамической хорды.Значение центровки и координаты центра тяжести определяются для следующих расчетных случаев загрузки летательного аппарата:Масса взлётная, номинальная (целевая нагрузка 100%), шасси выпущено, шасси убрано.Масса взлётная (целевая нагрузка 25% - 3 пассажира с багажом в заднем отсеке весом 20 кг на каждого), шасси выпущено, шасси убрано.Масса взлётная (целевая нагрузка 50% - 6 пассажиров с багажом в заднем отсеке весом 20 кг на каждого), шасси выпущено, шасси убрано.Масса посадочная (целевая нагрузка 100%), топливо на борту превышает навигационный запас на 10%, шасси выпущено, шасси убрано.Масса посадочная (целевая нагрузка 75% - 9 пассажиров с багажом в заднем отсеке весом 20 кг на каждого), топливо на борту превышает навигационный запас на 10%, шасси выпущено, шасси убрано.Масса посадочная (целевая нагрузка 25% - 3 пассажира с багажом в заднем отсеке весом 20 кг на каждого), топливо на борту превышает навигационный запас на 10%, шасси выпущено, шасси убрано.Самолет пустой, на земле.Масса самолета взлетная, максимально допустимая, целевая нагрузка отсутствует, шасси выпущено, шасси убрано.Полученные результаты расчета центровок сводятся в Таблицу 6.Таблица 6 – Расчет центровки для разных случаев загрузки самолета.Таким образом, из результата расчета можно сделать вывод, что диапазон разбега центровок составляет 14,1% длины средней аэродинамической хорды, так как предельно-передняя центровка равна , предельно-задняя .2.10 Разработка конструкции агрегатаВ качестве объекта конструирования была выбрана консоль крыла самолета. Основные исходные данные характеристик крыла, определенные на этапе проектирования самолета, занесены в Таблицу 7.Таблица 7 – Геометрические характеристики крыла и взлетный вес самолета.2.10.1 Выбор профиляВыбирается из атласа профилей симметричный профиль Як-55 с относительной толщиной на участке оперения c=0,15, в корневой части с=0,18, в концевой с=0,12 из соображений простоты расчетов, так как расположение центра давления у данного вида профиля постоянно при любых углах атаки. Геометрические характеристики профиля Як-55 представлены на Рисунке 6. Рисунок 6. Геометрические характеристики профиля Як-55.2.10.2 Расчет аэродинамических нагрузокЭксплуатационная перегрузка принимается исходя из значения взлетной массы самолета:Разрушающая и эксплуатационная нагрузка согласно по формулам 52-53:Относительная циркуляция задает характер распределения воздушной нагрузки по размаху крыла. Ее величина зависит от скорости полета летательного аппарата, формы крыла в плане и его геометрических параметров: сужения η=3,2 и удлинения λ=7,6 (Таблица 8). Таблица 8 – Относительная циркуляция.Аэродинамическая нагрузка, распределенная по сечениям, определяется по формулам 54-55 для крыла со стреловидностью 18○ по четверти хорд в пределах :Половина размаха крыла разбивается на 12 сечений, и затем строятся эпюры распределенной воздушной нагрузки. Используя метод трапеций, интегрируются найденные значения qаэр для нахождения перерезывающей силы (формула 56). Аналогично определяется изгибающий момент по размаху крыла (формула 11).Все вычисления, связанные с определением нагрузок на крыло, для наглядного представления и рационального метода расчета сводятся в таблицу программы MS Excel.Таблица 9 – Определение аэродинамических нагрузокЭпюры от аэродинамических нагрузок представлены в Приложении А.2.10.3 Расчет массовых и инерционных силНа крыло также действуют массовые силы от веса конструкции агрегата, шасси и топливных баков, приложенные по сечениям вдоль размаха крыла. Величина погонной силы от массы самого крыла принимается пропорционально аэродинамической нагрузке и рассчитываем ее по формуле:Где Gкр – вес крыла; G – взлетная масса самолета;qаэр – погонная аэродинамическая нагрузка.Далее вычисляется перерезывающая сила Qкр. и изгибающий момент Mкр от веса крыла. Результат расчетов представлен в Таблице 10.Таблица 10 – Распределение массовых сил по размаху крыла.Затем строятся эпюры распределенной нагрузки, перерезывающей силы и изгибающего момента от массовых сил конструкции крыла (Приложение А).По формуле 59 находится распределённая весовая нагрузка от веса баков с топливом. Расчет значений величины данной нагрузки представлен в Таблице 1. аэродинамический сечение крыло лонжеронгде γ – удельный вес топлива; B – расстояние между лонжеронами; b – хорда крыла; – относительная толщина профиля; – эксплуатационная перегрузка; – коэффициент безопасности.Таблице 11 – Весовая нагрузка от топливных баковТак как относительная толщина профиля по размаху крыла непостоянна, находим согласно формуле 14 ее относительные значения в 12 сечениях агрегата. Результаты расчета вносим в Таблицу 12.Таблица 12 – Относительная толщина профиляСогласно ГОСТ 10227-86 плотность авиационного керосина марки ТС-1 составляет 780 кг/м3. Для упрощения расчетов представляем форму баков в виде усеченных пирамид (Рисунок 9).Рисунок 7 – Эскиз баков с топливомЭпюры напряжений от погонной силы тяжести топлива, перерезывающей силы и изгибающего момента от веса топливных баков представлены в Приложении А.По формуле 61 вычисляются эпюры (Приложение А) от действия сосредоточенной силы – веса шасси в консоли крыла. Принимается направление действия данной силы параллельно аэродинамической. (кг)Изгибающий момент от действия сосредоточенной силы определяется по формуле:(кг∙м)Результат сложения значений изгибающих моментов от всех сил по сечениям крыла и перерывающих сил представлен в графическом виде в Приложении А и в Таблице 13.Таблица 13 – Значение суммарного изгибающего момента и перерезывающих сил2.10.4 Определение крутящих моментов по сечениям крылаДля того чтобы найти значения крутящих моментов в каждом из двенадцати сечений крыла, необходимо отметить на чертеже крыла в плане положение линий центров давления и тяжести. Координата центра давления симметричного профиля Як-55 принимается на расстоянии одной четвертой части размера хорды аналогично расположению фокуса. Так как выбранный профиль является симметричным, то принимается условие, что центр давления при любых углах атаки не изменяет своего положения.Рисунок 8 – Определение точек приложения воздушных и массовых сил.Далее определяется по чертежу расстояние от оси корневого носка до точки приложения воздушной и массовой силы (Рисунок 9) по каждому сечению крыла.Значения и рассчитываются по формулам 63, 64. Результат расчетов заносится в Таблицу 14. Таблица 14 – Значение крутящего момента по размаху крыла от воздушной нагрузки.Эпюра крутящего момента от воздействия аэродинамических сил представлена в Приложении А.Крутящий момент от массовых сил конструкции агрегата самолета, которые действуют по линии центров тяжести крыла, находится по формуле 65.где - расчетная сосредоточенная сила от веса части крыла между двумя соседними сечениями; - плечо от точки приложения силы до оси Таким же образом определяются значения крутящего момента от массы топливных баков. Используя формулу 66, вычисляются значения крутящего момента от сосредоточенных сил – массы шасси.Суммарный крутящий момент от всех сил, действующих на крыло, рассчитывается по формуле 67. Суммарную эпюра представлена в Приложении А. Значения всех крутящих моментов занесены в таблицу 6.Таблица 15 – Значения крутящих моментов2.10.5 Определение расчетных значений и для заданного сечения крылаПриближенное положение центра жесткости (Рисунок 17) в расчетном сечении крыла определяется исходя из высоты каждого лонжерона и расстояния от выбранного полюса А до стенки лонжерона (формула 68).где - высота i-го лонжерона; - расстояние от выбранного полюса А до стенки i-го лонжерона; m – количество лонжеронов.Рисунок 9 – Расположение центра жесткости крыла в расчетном сечении.После нахождения положения центра жесткости находится по формуле 69 момент, проходящий через данную координату и действующий относительно оси размаха крыла:Где - суммарная перерезывающая сила в расчетном сечении.- суммарный крутящий момент. кг∙мТак как спроектированное крыло стреловидной формы, то необходимо сделать поправку на угол χ=18° по формулам 70, 71. кг∙м кг∙м2.10.6 Определение элементов конструктивно-силовой схемыКонсоль крыла состоит из хвостовой, носовой, кессонной части, носка и законцовки.Кессон включает в себя продольный силовой набор: передний и задний лонжерон, стрингеры; поперечный набор, представляющий собой нервюры; кронштейны для навески механизации и элеронов, панели обшивки.Лонжероны сборные, имеют стенку, верхний и нижний пояса Т-образного профиля. Материал для получения заготовки стенки – Д16. Пояса лонжеронов изготавливаются из прессованных алюминиевых профилей.Силовые нервюры составные без отверстий облегчения, устанавливаются в местах крепления элерона, закрылка и стыка консоли стреловидного крыла с центропланом для передачи крутящего момента на обшивку. Типовые нервюры, выполненные с отбортованными отверстиями, расположены в зоне свободной от топливных баков. В стенках лонжеронов предусмотрены отверстия с отбортовкой переменного по длине детали диаметра, благодаря которым снижается вес конструкции и улучшаются условия проведения клепально-сборочных работ.Стрингеры уголкового сечения располагаются в местах вырезов нервюр по внутреннему контуру кессона под верхней и нижней панелью между поясами лонжеронов. Выполняются данные силовые элементы из уголковых равнополочных дюралевых профилей. Хвостовая часть состоит из диафрагм, хвостовых нервюр, зашивки и панели обшивки.Носок, законцовка и хвостовая панель обшивки крыла изготавливаются из полимерно-композиционных материалов.2.10.7 Определение нормальных усилий, действующих на панели крылаДля последующих расчетов принимается положительно направление действия сил и в расчетном сечении. Пояса лонжеронов и стрингеры с присоединенной обшивкой воспринимают . Усилия, нагружающие панели, вычисляются по формулам 72, 73.,где - площадь поперечного сечения крыла, ограниченная крайними лонжеронами; - расстояние между крайними лонжеронами (Рисунок 16).мкгРисунок 10 – Размеры расчетного сечения крылаИспользуя статистические коэффициенты , , для крыла кессонного типа, по формулам 74-76 определяются нормальные усилия, воспринимаемые полками лонжеронов, стрингерами и обшивкой: кгкгкг2.10.8 Определение толщины обшивкиТолщина обшивки для растянутой зоны рассчитывается по формуле 30 согласно четвертой теории прочности:где – напряжение предела прочности материала обшивки Д16; – коэффициент, определяемый по типу конструктивно-силовой схемы крыла.Полученное значение толщины обшивки не удовлетворяет эмпирически требованию технологичности сборки агрегата. Для увеличения жесткости формы панели на подготовительном и последующих операциях сборочных работ принимаем предварительно толщину обшивки нижней панели крыла раст=0,0015 м из сортамента алюминиевых листов по ГОСТ 21631-76. В сжатой зоне крыла следует увеличить толщину верхней панели на 30% м.Таким образом, принимаем большее значение приведенной толщины обшивки из двух найденных. Оно равняется 2,5 мм согласно сортаменту листов из алюминиевых сплавов (ГОСТ 21631-76).2.10.9 Определение шага стрингеров и нервюрДля подкрепления обшивки крыла принятой лонжеронной схемы применяются стрингеры, шаг которых выбирается таким образом, чтобы избежать недопустимой волнистости поверхности агрегата, создающего подъемную силу. Наибольшее значение прогиба (формула 78) достигается в центре рассматриваемой пластины, условно ограниченной размерами шага нервюр и стрингеров.где - удельная нагрузка на крыло - цилиндрическая жесткость обшивкиИз формулы 31 выражается шаг стрингеров l при условии, что По формуле 79 определяется число стрингеров сжатой панели:Где Во=1,803 м – длина дуги обшивки сжатой панелиВ сжатой панели количество стрингеров принимается больше на 20%. Тогда число стрингеров, подкрепляющих нижнюю панель . Таким образом, шаг стрингеров в растянутой зоне крыла равняется м.Величина шага нервюр задается в соответствии с шагом стрингеров м.2.10.10 Расчет площади сечения стрингеровПлощади сечений стрингеров находятся из соотношения нормальных усилий, воспринимаемых продольными элементами конструкции крыла, и значения критического напряжения (формула 80).где - критическое напряжение стрингеров в сжатой зоне ( в первом приближении ).Принимаем м2Площадь сечения стрингеров в растянутой зоне (формула 81).где - предел прочности материала стрингера при растяжении.Принимается м2.Для повышения технологичности сборки продольного силового набора с обшивкой и нервюрами принимаем уголковую форму сечения стрингеров.2.10.11 Определение площади сечения лонжероновПлощадь полок лонжеронов в сжатой зоне:где – критическое напряжение при потере устойчивости полки лонжерона .Из соотношения площади полки и высоты лонжерона определяются площади полки каждого лонжерона (формула 83-84).Площадь лонжеронов в растянутой зоне:Площадь каждой полки лонжеронов рассчитывается подобным образом по формуле 85.2.10.12 Нахождение толщины стенок лонжероновКасательные усилия в стенках постоянны, поэтому толщина стенки лонжерона принимается неизменной. Так как данный элемент конструкции узла воспринимает суммарную поперечную силу ΣQ, то следует найти значение нагрузки на стенки каждого из двух лонжеронов, воспользовавшись формулами 86-88.Затем определяется толщина стенки лонжерона по формулам 89-91.где - высота стенки i лонжерона;- нагрузка на стенку i лонжерона;- критическое напряжение потери устойчивости стенки лонжерона крыла от сдвига. где E – модуль Юнга;при a >;Нi - высота стенки i лонжерона;δcт i – толщина стенки i лонжерона.Толщина стенки лонжерона (формула 92:Таким образом, толщина стенки первого лонжерона δстр1=5 мм, второго δстр2=3 мм.2.10.13 Расчет сечения крыла на изгибДля расчета сечения крыла на изгиб вычерчивается профиль расчетного сечения крыла, на котором размещаются пронумерованные стрингеры и лонжероны (рис.12). Расчет сечения крыла на изгиб проводится методом редукционных коэффициентов и последовательных приближений.Вычисляются в первом приближении приведенные площади поперечного сечения продольных ребер (стрингеров, поясов лонжеронов) с присоединенной обшивкой по формулам 43-44.где- действительная площадь сечения i-го ребра;- присоединенная площадь обшивки (- для растянутой панели, - для сжатой панели);- редукционный коэффициент первого приближения.где - присоединенная площадь обшивки (- для растянутой панели, - для сжатой панели).Так как материал элементов продольного силового набора один, то принимается редукционный коэффициент первого приближения . Тогда площадь поперечного сечения стрингера, присоединённого к нижней панели, присоединенного к верхней панели . Аналогично определяются площади сечений поясов лонжеронов с присоединенной обшивкой нижней и верхней панели крыла.Вычисляются координаты центра тяжести сечения первого приближения по формуле 47. Для этого находятся графически по чертежу координаты оси инерции каждого стрингера и четырех поясов лонжеронов, принимая за точку отсчета вершину носка профиля крыла.Расчет представлен в Приложении Б. В результате расчета были получены следующие значения искомых координат, .Далее принимается новая система с началом координат в точке , , и вычисляются моменты инерции (осевые и центробежный) приведенного сечения относительно осей x1, y1 по формулам 96-98: Угол поворота главных центральных осей сечения (формула 99) определяется в зависимости от значения центробежного и осевого моментов инерции:Таким образом, углом поворота центральных осей сечений можно пренебречь, так как он его значение меньше 5 градусов.Рассчитываются напряжения в элементах сечения в первом приближении по формуле 100.Таким образом, максимальное значение внутреннего напряжения равное =20,5∙106 кг/м2 наблюдается в стрингере №12, подкрепляющего растянутую панель, и в поясе лонжерона =17,9∙106 кг/м2. Сравнивая полученный результат с критическим с (для сжатой панели) и (для растянутой панели), можно сделать вывод, что конструкция имеет лишний вес. Поэтому уменьшаем толщину обшивки с 2,5 до 1 мм и повторяем расчет.Таким образом, максимальное значение внутреннего напряжения равное =29,9∙106 кг/м2 наблюдается в стрингере №5, подкрепляющего сжатую панель, и в поясе лонжерона =29,4∙106 кг/м2. Сравнивая полученный результат с критическим с (для сжатой панели) и (для растянутой панели), можно сделать вывод, что конструкция не проходит проверку на прочность. Принимаем толщину обшивки 1,5 мм.3. Технологический раздел3.1 Анализ сборочной единицы на технологичностьОбщие требования к технологичности конструкции сборочной единицы определены в ГОСТ 14.203-73. Вид изделия – сборочная единица. Консоль крыла расчленяется на рациональное число составных частей с учетом принципа агрегатирования. Сборочная единица, включает в себя максимальное число стандартизированных деталей (примерно 70% от общего количества входящих деталей). Конструкция сборочной единицы предусматривает наличие базовой детали (Лонжерон I) для расположения остальных составных частей агрегата.Главными факторами, определяющими технологичность конструкции, являются:вид изделия;объем выпуска;тип производства.Тип производства можно определить исходя из массы и программы выпуска.Таблица 1 – Зависимость типа производства от объема выпуска (шт) и массы деталиТак как масса конструкции консоли крыла превышает 30 кг, принимаеьтся тип производства мелкосерийный при годовой программе выпуска 60 ед.Количественная оценка технологичности конструкции (Говорков А.С. Методика количественной оценки технологичности конструкции изделий авиационной техники) производится по комплексному коэффициенту:,где – коэффициент количественной оценки технологичности изделия; – значение итого частного показателя технологичности детали; – коэффициент весомости частного показателя технологичности; – количество принятых показателей.Все полученные значения показателей занесены в Таблицу16.Таблица 16 – Расчет показателей технологичностиВ итоге, комплексный показатель технологичности конструкции консоли крыла составил p=0,72, что больше принятого для серийного производства pс=0,7. Следовательно, сборочная единица технологична в изготовлении.3.2 Размерный анализ собираемого агрегатаРазмерная цепь агрегата состоит из 8 звеньев. Звенья А3-А7 – уменьшающие, А1 – увеличивающее размерное звено, Δзам – замыкающее размерное звено. Рисунок 11 – Эскиз размерной цепи отъемной части крыла.Так как число составляющих звеньев n=8, то размерный анализ будем вести по вероятностному методу.Номинальный размер замыкающего звена: Δзам=8670-160-1065-2025-2060-1900-1140=320 мм.Допускаемые предельные отклонения размеров составляющих звеньев согласно ОСТ 1 00022-80 следующие: мм, мм, мм, мм, мм, мм, мм.Допуск замыкающего звена определяем по формуле:,, ммПредельные отклонения (верхнее и нижнее) замыкающего звена находим согласно формулам…,,где - координата середины поля допуска замыкающего звена;, мм,,Среднее количество единиц допуска рассчитываем по формуле:,где it - значение единицы допуска в мм (для номинальных размеров свыше 500 до 10000 мм i=0,4·Dср+2,1); - допуск замыкающего звена в мкм.,.По найденным значениям среднего значения единиц допуска и величине допуска замыкающего звена принимается 16 квалитет точности, который обеспечивается методом пригонки. 3.3 Разработка схемы членения агрегата или узлаРациональное членение конструкции агрегата на узлы и детали позволяет существенно сократить производственный цикл за счет разделения труда рабочих на местах в ходе выполнения сборочных работ и применения средств автоматизации и механизации. Также при разработке схемы членения агрегата обеспечивается удобные условия труда для сборщиков, ускоряется транспортировка агрегатов планера и замена мало ресурсных частей летательного аппарата.3.4 Составление схемы сборкиСборочные работы в зависимости от вида можно подразделить на узловую сборку – сборку узлов (лонжероны, нервюры, шпангоуты, створки люков); агрегатную – сборка отсеков, агрегатов, секций планера; общую сборку самолетов – сборку-стыковку отдельных агрегатов в целое изделие и проведение нивелировочных работ. Так как сборочная единица – консоль крыла – является агрегатом конструкции самолета, принимаем вид сборки агрегатный.Рассмотрим две основные схемы агрегатной сборки консоли крыла вертолета: последовательную и последовательно-параллельную.Последовательная сборка идёт в одном сложном сборочном приспособлении. При этой схеме трудоёмкость и цикл сборочных работ самые большие, создаются стеснённые условия труда для сборщика, на сборку поступает большое количество деталей.Параллельно-последовательная схема применяется для сборки агрегатов, расчлененных на панели и узлы, которые собираются параллельно, после чего стыкуются в агрегат. Монтажные работы и панели не выносятся, а выполняются в собранном агрегате.Принимаем параллельно-последовательную схему сборки для сокращения цикла сборочных работ. Выделяем узлы, которые будут собираться параллельно в разных сборочных приспособлениях: лонжерон I в сборе с носками нервюр, лонжерон II в сборе с нервюрами и восемь панелей в сборе со стрингерами. Дальнейшая сборка консоли крыла будет вестись последовательно в стапеле.3.5 Выбор способа базированияБазирование определяет ожидаемую точность сборки узла или агрегата. Поэтому необходимо выбрать тот метод базирования, который обеспечивал бы при сборке заданную точность при минимальных затратах на оборудованиеПринятый метод сборки и метод базирования предопределяет структуру всего технологического процесса сборки, состав технологического и контрольного оснащения, уровень ожидаемой точности готового изделия.В самолетостроении применяют две группы методов базирования:базирование по базовым деталям, которые имеют базовые поверхности, линии разметки или СО. При этом методе сборки одну из деталей принимают за базовую и к ней в определенной последовательности присоединяют другие детали, входящие в узел. Этот метод применяется при сборке изделий из жестких деталей, сохраняющих под действием собственной массы свои форму и размеры. При этом входящие в изделие детали разделяют на несколько сборочных групп, каждую из которых собирают по базовой детали, входящей в данную группу. Данный метод сборки применяется при производстве шасси самолета, агрегатов и узлов пневмо- и гидросистем.базирование по базовым поверхностям сборочных приспособлений (по КФО, по поверхности каркаса, по поверхности обшивки). Точность установки детали определяется точностью сборочной базы, образованной поверхностями ранее установленных деталей. Базирование деталей по базовым поверхностям деталей можно осуществлять также путем ориентации их относительно кромок, вырезов, подсечек и т. п., если обеспечивается фиксация базируемой детали относительно основной базыДля рассматриваемой сборочной единицы – консоли крыла, принимаем базирование по внешней поверхности обшивки. Этот метод обеспечивает наибольшую точность аэродинамических обводов, т.к. погрешности входящих деталей не влияют на окончательный размер собранного изделия, что достигается компенсацией погрешностей в процессе установки их в приспособлении. Сборочная база в этом случае являются рабочие поверхности рубильников стапеля, которые образуют отраженный вид контура аэродинамических обводов планера.3.6 Оценка погрешности сборкиТочность сборки — характеристика и свойство технологического процесса сборки изделия. Точность сборки призвана обеспечивать соответствие действительных значений параметров изделия значениям, заданным в технической документации. Точность сборки зависит от ряда факторов:точности размеров и формы;шероховатости сопрягаемых поверхностей деталей;взаимного положения деталей при сборке;технического состояния средств технологического оснащения.Различают заданную (требуемую) точность, которую назначает конструктор ОКБ при проектировании изделия и указывает в технических условиях (ТУ). Из статистических допустимых отклонений размеров на внешние контуры агрегатов летательных аппаратов принимаем, что допустимое отклонение размера при сборке консоли крыла вертолета равно ± 1 мм. Ожидаемую точность получают в результате аналитического расчета, выполненного по определенной методике на этапе завершения проектирования технологического процесса сборки и его оснащения.Величины допускаемых производственных погрешностей (или отклонений от номинального размера) определяют на основе экспериментально подтвержденных, статистически обработанных замеров отклонений от номинального размера. Структурная схема для бесплазового метода увязки представлена на Рисунке 12.Рисунок 12 - Структурная схема для бесплазового метода увязкиТЧ — теоретический чертеж;ЭМ — электронная модель;УП — управляющая программа;ЧПУ — числовое программное управление;ЭСП – элементы сборочного приспособления;СП – сборочное приспособление.Таблица 17 — Определение погрешности деталиКоординаты центра группирования погрешностей составляющих звеньев определяется по формуле 107.,Среднеквадратичныеотклоненияилиполовиныполядопуска составляющих звеньев находится по формуле 108.,Координаты центра группирования погрешностей сборки определяется по формуле 109.,,Среднеквадратичное отклонение или половина поля допуска замыкающего звена определяется по формуле 110.,,Точность замыкающего звена согласно формуле 111:Δзам1=0,025+0,07=0,095 Δзам2=0,025-0,07=-0,045 ,Используя данные из таблицы 18, вычисляется погрешность сборочного приспособления (формула 112).Таблица 18 — Расчет погрешностей приспособленияδпр = ,,Δприсп .зам1=0,09+0,227=0,317Δприсп. зам2=0,09-0,227=-0,137По формуле 113 определяется точность сборки готового агрегата при базировании по элементам сборочного приспособления.,где – точность сборки готового агрегата; – погрешность сборочного приспособления; – погрешность увязки приспособления и детали; Кприж=0,2 – коэффициент прижима. Таким образом, выбранная схема увязки изготовления сборочного приспособления и базовой детали на основе электронной модели обеспечивает требование на установленный допуск ±1мм сборки на внешний контур крыла.3.7 Разработка технического задания на проектирование сборочного приспособленияИспользуя в качестве источника для проектирования сборочного приспособления сборочный чертеж агрегата, определим основные признаки, назначение и вид стапеля. С позиции универсальности сборочное приспособление является специальным, так как оно предназначено для агрегатной сборки конкретной сборочной единицы – консоли крыла самолета. По признаку узкоцелевого назначения стапель используется для сборки-клепки и применения винтовых соединений. По конструктивному признаку стапель неразъемный, сварной конструкции, стационарный.Сборочное приспособление решает следующие задачи:координация строительных осей; создание сборочных баз; фиксация элементов конструкции изделия;пространственная увязка элементов СП;обеспечение жесткости системы.Лонжероны крыла фиксируются в сборочном приспособлении прижимными винтовыми фиксаторами посредством соединения ухо-вилка и пазов в стапельной плите. Для кронштейнов навески механизации и элерона также предусмотрены фиксаторы. Рубильники стапеля служат для базирования и фиксации следующих элементов конструкции: верхних и нижних панелей, нервюр, хвостовой и носовой части консоли крыла, законцовки. Монтаж сборочного приспособления осуществляется при помощи лазерного трекера.4. Экономический раздел4.1 Общие сведенияЭкономическая эффективность конструкторского проекта оценивается критериями себестоимости или конкурентоспособности. Для проектируемого административного самолета будем оценивать его экономическую эффективность через показатель конкурентоспособности по сравнению с аналогом.Уровень конкурентоспособности воздушного судна зависит от его летно-технических характеристик, предлагаемых цен, условий приобретения и послепродажного обслуживания, величины эксплуатационных расходов, а также степени адаптации системы технического обслуживания и ремонта к требованиям конкретного рынка. Вопрос оценки конкурентоспособности воздушного судна возникает у производителя в процессе принятии решения о целесообразности разработки и производства нового типа воздушного судна, а у коммерческого перевозчика – при выборе воздушного судна для замены эксплуатируемого типа с целью получения большей прибыли на данном сегменте или вытеснении конкурентов на новых сегментах рынка авиаперевозок. Сравнительная таблица основных технико-экономических характеристик проектируемого бизнес-джета и самолета-аналога Cessna Citation Sovereign представлена в Таблице 19.Таблица 19 – Основные технико-экономические характеристики4.2 Оценка производственной эффективностиВ качестве критерия оценки производственной эффективности проектируемого самолета принимается стоимость самолета c турбореактивным двигателем (в тыс. руб.) по формуле 114.Где – максимальная коммерческая нагрузка, т;G0 –взлетный вес самолета, т;– максимальная взлетная тяга всех двигателей, т.с.;– крейсерская скорость полета, км/ч;К – эмпирический коэффициент (формула 115), показывающий удельную стоимость единицы экономической эффективной мощности ЛА.тыс.рубч/т.с.кмтыс.руб.Принимается стоимость двигателя в процентах – 30% от стоимости самолета, стоимость планера – 70%. Тогда стоимость планера в абсолютном значении: тыс. руб, стоимость одного двигателя тыс. руб.4.3 Расчет себестоимости летного часаСебестоимость одного летного часа включает в себя сумму эксплуатационных затрат и себестоимость тонно-километра.В зависимости от стоимости горюче-смазочных материалов и часового расхода топлива расходы вычисляются по формуле 116:где Sгсм - стоимость топлива (авиакеросин марки ТС-1), тыс. руб./т.qT - часовой расход топлива летательного аппарата с учетом расхода топлива на земле, т/ч;а - коэффициент, учитывающий вспомогательный, тренировочный служебный налет часов (рекомендуется принимать равным 1,03).тыс. руб/ч.Расходы на амортизацию складываются исходя из стоимости двигателя Pratt & Whitney Canada PW-308A проектируемого самолета, планера, норм амортизации на реновацию и годового производственного налета часов (формула 117).Где 0,08-0,1 - годовая норма амортизации по полное восстановление планера (двигателей);Sпл и Sдв - стоимость планера (двигателя) рассматриваемого типа ЛA, тыс. руб.;Nдв - количество двигателей, установленных на рассматриваемом ЛA, шт.; К3 - коэффициент, учитывающий количество двигателей на складе (принять равным 1,5-2,0); - годовой производственный налет часов рассматриваемым типом ЛA, л.стыс. руб./ч.Расходы на отчисления в ремонтный фонд для отечественных ЛA учитывают стоимость и количество капитальных ремонтов планера и двигателей, а также амортизационный срок службы планера и двигателей и рекомендуются рассчитывать по формуле 118.где Sплкр и Sдвкр- стоимость капитальных ремонтов соответственно планера и двигателей, тыс. руб.;nплкр и nдвкр - количество капитальных ремонтов соответственно планера и двигателя и определяется по формуле:где - межремонтный ресурс планера (двигателей), ч; -амортизационный срок службы планера (двигателей), ч;0,1 - коэффициент, определяющий норму работы двигателей на земле;0,2 - коэффициент, учитывающий снижение износа при работе двигателя на земле.;тыс. руб.Расходы по техническому обслуживанию по периодическим формам определяются исходя из величин удельной трудоемкости ПТО в расчете на один летный час по типам ЛА и себестоимости одного нормо-часа ПТО.где - трудоемкость ПТО в расчете на летный час, н.ч/л.ч.СНТ- себестоимость одного нормо-часа ПТО, тыс. руб./н.ч.тыс. руб.Прочие расходы включают расходы на заработную плату экипажа, отчисления на социальные нужды и страхование самолета. Определяются в процентах от суммы прямых затрат (формула 121).тыс. руб.Накладные расходы включают затраты на форменное обмундирование, на оплату труда аппарата управления, учебно-тренировочных и вычислительных центров, амортизационные отчисления наземных основных фондов, материальные затраты и другие затраты, не вошедшие в состав прямых расходов I и II групп.Величина расходов по этой статье определяется в % (15%) от суммы прямых расходов. тыс. руб.Все результаты расчетов сводятся в Таблицу 20.Таблица 20 - Себестоимость летного часаТаким образом, рассчитанная себестоимость летного часа проектируемого административного самолета на 15% меньше, чем у самолета-аналога.4.4 Определение уровня конкурентоспособностиКонкурентоспособность спроектированного самолета можно выразить через интегральный показатель (формула 133), который объединяет единичные показатели по определенному признаку (экономическому, техническому, эстетическому) при помощи весовых коэффициентов (формула 136).где - весовой коэффициент (назначается экспертной группой);- единичный показатель.Где Gm – групповой показатель по техническим параметрам;Gэ – групповой показатель по экономическим параметрам.Единичный показатель выражает отношение величины экономического или технического параметра проектируемого летательного аппарата к величине параметра изделия конкурента (формула 137).Где q – единичный параметрический показатель;Р – уровень параметра исследуемого изделия;Р100 – уровень параметра изделия, принятого за образец, удовлетворяющего потребность на 100%.Таблица 21 - Единичные и групповые показатели конкурентоспособности На основе полученного интегрального показателя можно сделать вывод, что спроектированный административный самолет конкурентоспособен и имеет в своем потребительском сегменте характеристики лучше, чем у рассмотренного аналога. Основным фактором, влияющим на эффективность эксплуатации спроектированного самолета, является меньший удельный расход топлива по сравнению с принятым для сравнения самолетом.5. Техника безопасности5.1 Опасные факторы, возникающие при эксплуатации самолетаВ процессе эксплуатации административного самолета с турбореактивным двигателем на экипаж и технический обслуживающий персонал могут иметь негативное воздействие следующие опасные и вредные факторы:Высокий уровень шума от работающих авиационных двигателей.Воздушные газовые потоки, исходящие из зоны сопел авиадвигателей с большой скоростью. Опасность получения травм от выступающих частей конструкции летательного аппарата, острых кромок и оборудования.Опасность поражения тела человека электрическим током в случае короткого замыкания.Обледенение покрытия аэродрома, замасливание эксплуатационных поверхностей самолета.Пожар на борту самолета.Агрессивность спецжидкостей.Предметы, находящиеся на поверхности аэродрома.Недостаточный уровень освещенности места стоянки самолета.5.2 Мероприятия по технике безопасностиОсновным источником шума является двигатель. Для предохранения органов слуха технического персонала от высокого уровня шума регулировочные работы выполняются в шлеме. На работающем газотурбинном двигателе контроль факеления форсунок производится при определенном расположении самолета таким образом, чтобы реактивная струя отклонялась по направлению бокового ветра.Перемещение членов экипажа по аэродрому должно происходить по определенному маршруту, не допускающему их нахождения в опасных зонах работы турбореактивного двигателя. Безопасным расстоянием до рассматриваемых участков является расстояние более 50 метром в направлении выхода реактивной струи и более 10 метров перед засасывающим каналом двигателя. Также имеется необходимость соблюдать осторожность вблизи зон излучения антенн аэродромной и бортовой радиолокационной станции, так как существует опасность негативного воздействия электромагнитных волн высокой частоты на здоровье человека, которая зависит от длительности пребывания в зоне излучения, направленности и мощности локатора. Перемещаясь по площади аэродрома необходимо уделять внимание зонам руления самолетов по поверхности взлетно-посадочной полосы, маршрутам маневрирования автотранспорта, скользким местам вблизи стоянки и неровностям поверхности для предупреждения получения физических травм.При обслуживании высокорасположенных частей летательного аппарата и перемещении под фюзеляжем также имеется опасность получения травм. Работа наземных служб на крыле и оперении без страховочных средств недопустима. Неблагоприятные метеорологические условия усложняют процесс предполетной проверки самолета, поэтому необходимо проявлять особое внимание удалению следов обледенения на поверхности воздушного судна. Для этой цели часто используется физико-химический метод обработки планера, который заключается в обливе поверхности самолета противообледенительной жидкостью посредством использования машин деайсеров или стационарных установок. При обслуживании топливной системы самолета необходимо соблюдать меры безопасности. Перед заправкой необходимо убедиться в наличии заземления самолета и топливозаправщика для исключения возможности искроообразования. Также на месте стоянки самолета должны находиться средства пожаротушения. В процессе заправки самолета не допускается проведение работ по техническому обслуживанию летательного аппарата, противообледенительная обработка поверхностей самолета и выполнение других видов работ, не связанных с заправкой. Запрещается использовать световое оборудование, не удовлетворяющее требованиям пожарной безопасности, проводить операции подключения и отключения аэродромного источника электропитания к электросети воздушного судна в ходе заправки. Также недопустимо использование открытого огня на стоянке, а в случае приближения грозы необходимо прекратить заправку самолета.Во избежание возможности возникновения пожаров и взрывов члены экипажа должны соблюдать требования техники безопасности и не допускать нарушений со стороны пассажиров. Правилами пожарной безопасности на аэродромах запрещается:заправлять самолет топливом без заземления самолета и заправщика или при неисправности цепи заземления;разливать горюче-смазочные материалы и специальные жидкости на стоянке. При разливе значительного количества топлива следует немедленно отбуксировать самолет со стоянки и только после этого убрать пролитое топливо (лучше всего смыть водой);курить в специально отведенных местах;разжигать подогреватели и пользоваться открытым огнем вблизи самолетов, ангаров;запускать двигатель, если вблизи самолета нет готовых к применению средств пожаротушения или с отключенной бортовой системой пожаротушения.Для ликвидации возгорания в салоне самолета должны быть размещены углекислотные огнетушители. Для предотвращения пожара в зоне расположения силовой установки применяется система пожаротушения, подающая огнезащитный состав в отсек авиадвигателя. В кабине экипажа установлен один ручной огнетушитель.Так как при обслуживании авиатехники имеет место использование агрессивных спецжидкостей, которые оказывают негативное воздействие на организм человека, то необходимо придерживаться мер безопасности, изложенных в инструкциях по эксплуатации. Пролитое топливо или масло создает угрозу воспламенения и вредного воздействия на человека. Поэтому залитые спецжидкостью места следует незамедлительно засыпать песком или обработать хлорной известью.Для предупреждения несчастных случаев с членами экипажа необходимо соблюдать меры безопасности в кабине с целью исключения получения травм незакрытыми панелями, открытыми люками, острыми углами оборудования.В процессе выполнения полета необходимо соблюдать требования по технике безопасности.При полетах продолжительностью более 4 часов в профилактических целях следует дышать кислородом в течение 7 минут через каждые 2 часа полета, а также перед снижением; при пользовании кислородным оборудованием следует помнить о том, что во избежание возможности взрыва необходимо исключить любой контакт кислорода и жиров; поэтому работать с кислородным оборудованием следует чистыми руками без следов жиров и масел. Время и очередность приема пищи членами экипажа в полете устанавливает командир воздушного судна. Одновременно принимать пищу обоим пилотам запрещается.Во избежание несчастных случаев запрещается разливать горячую воду через верхнюю горловину электрокипятильника. В экстренных случаях открывать крышку электрокипятильника с горячей водой можно только спустя 10 минут после отключения его от электросети. Запрещается заваривать чай и кофе в электрокипятильнике.Для открывания бутылок и консервных банок следует пользоваться только исправными и предназначенными для этого приспособлениями и инструментом.После заруливания на стоянку покидать рабочие места можно только после полной остановки двигателей и обесточивания самолета с разрешения командира самолета. При выходе из самолета не следует держаться за проемы незакрытых дверей для исключения опасности прищемления пальцев. Плащ или пальто должны быть застёгнуты при спуске. Также необходимо быть внимательным и осторожным, так как после полета организм утомлен после неблагоприятного воздействия таких производственных факторов, как шум, вибрация, перепад давления.ЗаключениеВ настоящем дипломном проекте осуществлено проектирование административного самолёта с разработкой конструкции крыла. При проработке технического задания проведен анализ рынка отечественных административных самолетов, который показал, что ожидается спрос на самолеты данного класса в связи с заинтересованностью бизнеса в развитии межрегиональных экономических связей.Проектирование административного самолета велось статистическим методом. На основе результатов, полученных в ходе сбора и обработки информации по прототипам, были составлены тактико-технические требования к проектируемому летательному аппарату. Также была выбрана и обоснована схема самолета, определены его основные параметры, разработана аэродинамическая, объемная и весовая компоновка. На основе составленной сводки масс был произведен расчет центровки для шести случаев загрузки самолета.В ходе разработки конструкции консоли крыла были определены массовые и аэродинамические нагрузки, проведен расчет на прочность. Определена конструктивно-силовая схема и основные элементы консоли крыла.В технологическом разделе проведен анализ конструкции консоли крыла на технологичность. По составленной схеме членения агрегата на детали и сборочные единицы разработана схема последовательно-параллельной сборки. Также была проведена оценка погрешности сборки при принятой схеме увязки форм и размеров базовой детали и сборочного приспособления. Составлено техническое задание на проектирование стапеля для сборки консоли крыла.Экономическая эффективность спроектированного административного самолета оценивалась по критерию конкурентоспособности. В качестве экономического показателя была принята себестоимость летного часа. В результате определения уровня конкурентоспособности было получено значение интегрального показателя больше единицы, что указывает на то, что продукция конкурентоспособна и имеет в своем потребительском сегменте потребительские характеристики лучше, чем у аналога. Основным фактором, влияющим на эффективность эксплуатации спроектированного самолета, является меньший удельный расход топлива по сравнению с рассмотренным самолетом-аналогом.В разделе техники безопасности были определены опасные и вредные факторы, возникающие при эксплуатации самолета. Разработаны мероприятия по защите от выявленных негативных факторов.Список литературыВоронин, А.А. Время экономить// Business Travel – сетевой журн. – 2016. О стреловидности крыла // Авиация понятная всем. – Электрон. статья. – 2013. Президент компании PowerJet Жак Декло: «Суперджет 100 теснит конкурентов, а не наоборот» // Суперджет (SSJ-100): реальность против домыслов. – Электрон. статья. – 2013. Анурьев В.И. Справочника конструктора машиностроителя. В 3-х кн. 1. 6-е изд. М.: Машиностроение 1982. 632 с. Бадягин, А. А. Проектирование самолетов. / А. А. Бадягин [и др.] – 2-е изд. – М.: Машиностроение, 1972. – 516 с. Говорков А.С. Методика количественной оценки технологичности конструкции изделий авиационной техники // Вестник Московского авиационного института. 2013. Т. 20, № 1. с. 31-37 Егер, С. М. Проектирование самолетов: учебник для вузов / Егер С. М. [и др.] – 3-е изд., перераб. и доп. – М.: Машиностроение, 1983. – 616 с. Житомирский Г. И. Конструкция самолетов: учебник для студентов авиационных специальностей вузов. - 3-е изд., перераб. и доп. - М.: Машиностроение, 2005. - 406 с Зайцев В.И. Конструкция и прочность самолетов. Учебное пособие / В.И. Зайцев, В.Л. Рудаков. - Издательство: Вища школа, 1978. – 488 с. Технология самолетостроения: Учебник для авиационных вузов/А. Л. Абибов, Н. М. Бирюков, В. В. Бойдов и др.. Под ред. А. Л. Абибова. — 2-е изд., перераб. и доп. — М.: Машиностроение, 1982. — 551 с. ПриложенияПриложение А«Эпюры от действия массовых и аэродинамических сил»Рисунок А.1 – Эпюры от действия аэродинамических силРисунок А.2 - Эпюры от массовых сил веса крылаРисунок А.3 – Эпюры от веса баков с топливомРисунок А.4 – Эпюра крутящего момента от массовых сил крылаРисунок А.5. – Эпюра крутящего момента от массы топливных баковРисунок А.6 – Эпюра крутящего момента от массы шассиРисунок А.7 – Эпюра изгибающего момента от веса шассиРисунок А.8 – Суммарная эпюра от действия аэродинамических и массовых силРисунок А.9 – Эпюра крутящего момента от действия воздушной нагрузкиПриложение Б«Расчет сечения крыла на изгиб»Таблица Б.1 – Координаты центра тяжести элементов сечения растянутой панели в первом приближении.Таблица Б.2 – Координаты центра тяжести элементов сечения сжатой панели в первом приближении.Таблица Б.3 – Значения напряжений в элементах сеченияПриложение В«Спецификация консоли крыла»Приложение Г«Спецификация сборочного приспособления»Приложение ДОтчет по производственной (преддипломной) практике
