Раздел 1. Описание самолета, назначение, ресурс, тактико-технические данные

Введение

Испытания и сертификация являются неотъемлемой частью создания, изготовления, поддержания летной годности гражданских воздушных судов. При создании нового типа самолета, вертолета, авиадвигателя, воздушного винта, комплектующего изделия опытные экземпляры обязательно проходят различные виды испытаний – летные, стендовые, лабораторные, наземные. При серийном производстве контрольным испытаниям подвергается каждый изготовленный экземпляр авиационной техники. Аналогичным образом проверяется каждый отремонтированная машина или двигатель.            

    При этом выдаются различные виды документов, подтверждающих соответствие типа авиационной техники или конкретного экземпляра таковой требованиям Нормативных материалов. Они носят название Сертификат типа, Новая редакция Сертификата типа, Сертификат летной годности, Свидетельство о годности, Одобрительное письмо и т.п.

    Поэтому тема выпускной работы специалиста является актуальной.

    Характеризуя изученность наукой избранной темы, следует обратить внимание на следующие аспекты вопроса:

– украинская система сертификации авиационной техники пока не нашла достаточного отражения в литературе;

– в выпускной работе испытания рассмотрены для очень легких самолетов, которым в современной литературе практически не уделяется внимание. Такие самолеты были характерны для начальных этапов развития авиации, техническая литература об этих машинах представляет в настоящее время библиографическую редкость.

    Но если бы даже литература периода 20-х – 30-х годов сохранилась, то это все равно не решило бы вопроса. В те годы не существовало тензорезисторных датчиков сопротивления. Не было современной системы Нормативных материалов. В зачаточном состоянии находились основные отрасли авиационной науки, во многом другой была терминология. И так далее, и тому подобное.

    Поэтому следует считать, что степень изученности выбранной темы в современной авиационной технической литературе является крайне недостаточной.

    Цели и задачи исследований в предлагаемой выпускной работе состоят в следующем:

– пронормировать нагрузки на крыло самолета для наиболее опасного для данного агрегата агрегаты расчетного случая, предусмотренного в Нормах летной годности JAR–VLA;

– разработать испытательный стенд для статических испытаний очень легкого самолета ХАЗ-30;

– получить спектры повторно–статических нагружений самолета. Особенностью этих спектров является то, что они соответствуют малым высотам крейсерских полетов, что практически не отражено в литературе;

– разработать методику проектировочных расчетов для очень легких самолетов, имеющих мягкую обшивку в сжатой и растянутой частях крыла. Для этих расчетов описанные в литературе методики нуждаются в существенных модификациях;

– учесть особенности очень легких самолетов при составлении программ летных испытаний. В выпускной работе требовалось разработать методики общей подготовки опытного самолета ХАЗ-30 к испытаниям и его подготовку к первому вылету. В литературе подобные методики описаны только для достаточно больших самолетов;

– написать заявку в Государственную авиационную службу Украины на получение Сертификата типа самолета ХАЗ-30. Составление такой заявки требует разработки принципиальных схем основных систем воздушного судна. Для очень легких самолетов в доступной литературе вопросы проектирования очень легких самолетов не отражены.

рАЗДЕЛ 1. Описание самолета, назначение, ресурс, тактико-технические данные.

Очень легкий самолет ХАЗ-30 представляет собой подкосный моноплан с верхним расположением крыла, неубирающимся шасси, тормозными колесами основных стоек и свободно-ориентированным передним колесом, и одним поршневым двигателем с толкающим винтом.

Рисунок 1.1 – Самолет ХАЗ-30

Рисунок 1.2 – Три проекции эскизного проекта самолета ХАЗ-30

Исходные данные самолета-прототипа ХАЗ-30 представлены в таблице 1.1.

Таблица 1.1

Геометрические, массовые и тактико-технические характеристики самолета

Модификация	ХАЗ-30
Размах крыла, м	9,526
Длина, м	6,408
Высота, м	2.36
Площадь крыла, м2	14,65
Максимальная взлетная масса, кг	630
Тип двигателя	1 ПД Rotax-582
Мощность, л.с.	1 х 64
Максимальная скорость, км/ч	200
Крейсерская скорость, км/ч	160
Продолжительность полета, ч
обычная	3,3
варианта с 90 л топлива	7,5
Скороподъемность, м/с	25
Практический потолок, м	3500
Экипаж, чел	1
Возможное число пассажиров, чел	1
Максимальная масса топлива, кг	73