Издательство МАИ

В.З. МАКСИМОВИЧ

Учебно-методическое пособие

К курсовой работе по дисциплине

«Проектирование и эффективность авиационных комплексов»

Москва

Издательство МАИ

Максимович В.З. Учебно-методическое пособие к курсовой работе по дисциплине «Проектирование и эффективность авиационных комплексов». – М.: Изд-во МАИ, 2014. -?? с.: ил.

Представлены материалы по содержанию курсовой работы, даны рекомендации по выполнению отдельных разделов курсовой работы, приведены примеры расчетов и оформления пояснительной записки и графических отчетных материалов.

В приложении даны справочные материалы, необходимые для выполнения курсовой работы.

Пособие предназначено для студентов очно-заочного обучения, выполняющих курсовую работу по кафедре «Проектирование самолетов».

Рецензенты:

ПРЕДИСЛОВИЕ

Каждый квалифицированный работник авиационного предприятия должен понимать и представлять, как и для чего создается самолет, выполняя свою конкретную работу на своем рабочем месте. Только в этом случае он будет работать с четким пониманием своего места и ответственности за достижение конечной цели в общем процессе создания самолета (авиационного комплекса).

Теоретическое понимание и представление того, как и для чего создается самолет, студенты получают из дисциплины «Проектирование и эффективность авиационных комплексов».

В процессе выполнения курсовой работы по этой дисциплине студенты на практике осваивают проектные процедуры (выбор самолетов-прототипов, выбор схемы самолета, определение его рациональных параметров и характеристик, предварительная компоновка, расчет центровки) начального этапа проектирования самолетов – этапа предварительного проектирования (этапа разработки технического предложения) и начинают понимать всю сложность процесса создания самолета и ответственность за принятые на этом этапе проектно-конструкторские, технологические и другие решения.

Студентам рекомендуется выполнять курсовую работу с применением современных информационных компьютерных технологий, используя знания и практические навыки, полученные из дисциплины «Автоматизация проектно-конструкторских работ в авиастроении». Эта дисциплина преподается параллельно в том же семестре, что и дисциплина «Проектирование и эффективность авиационных комплексов».

Данное учебное пособие написано по подобию пособия [6], но с учетом изменений, произошедших в действующем учебном плане. Более подробно расписано содержание курсовой работы по разделам, приведен новый пример расчета взлетной массы и выбора основных параметров самолета для другого типа самолета, добавлена информация в приложениях.

1. ЦЕЛЬ И ЗАДАЧИ КУРСОВОЙ РАБОТЫ

Основная цель курсовой работы – закрепление знаний, полученных в курсе лекций по дисциплине «Проектирование и эффективность авиационных комплексов».

Данная курсовая работа предшествует дипломному проекту и содержит некоторые разделы и подразделы, аналогичные разделам и подразделам дипломного проекта [9]. Студент при выполнении курсовой работы приобретает необходимые практические навыки самостоятельного решения целого ряда проектных задач:

· выбор самолетов-прототипов и сбор их статистических данных;

· выбор схемы и схемных признаков проектируемого самолета;

· определение рациональных параметров самолета и его основных агрегатов и систем;

· расчет начальных значений размерных величин: взлетной массы самолета в первом и втором приближениях, стартовых или взлетных значений удельной нагрузки на крыло и тяги (мощности) двигателей его силовой установки;

· предварительные компоновка, весовая сводка и центровка самолета;

· начальный расчет его будущих летно-технических характеристик (ЛТХ) в соответствии с техническим заданием (ТЗ).

Курсовая работа состоит из двух основных частей: расчетной и графической.

Расчетная часть включает следующие разделы:

1.Предварительные изыскания.

2.Выбор схемы самолета и типа двигателя.

3.Расчет взлетной массы и выбор основных параметров самолета.

4.Определение основных летно-технических характеристик самолета.

5.Компоновка и центровка самолета.

Расчетная часть должна быть представлена в виде пояснительной записки к курсовой работе и содержать:

§ оглавление с указанием страниц;

§ указанные выше разделы с обоснованием принятых решений, с расчетами и иллюстративным материалом (таблицы, графики, схемы и т.п.);

§ список использованных источников информации, на которые должны быть ссылки в тексте пояснительной записки;

§ приложение (с алгоритмами расчетов, распечатками программ, таблицами результатов счета, если при выполнении курсовой работы использовались современные компьютерные технологии).

Графическая часть курсовой работы состоит из чертежа общего вида самолета в трех проекциях с некоторыми основными сечениями или разрезами, иллюстрирующими компоновку самолета (формат чертежа не менее 594 х 841 мм). Если графическая часть курсовой работы выполнялась с применением современных компьютерных систем геометрического моделирования, то для защиты (сдачи) курсовой работы чертеж выводится на бумажный носитель, а к пояснительной записке должен быть прикреплен карман с магнитным носителем («флэшка», диск и т.п.) с чертежом самолета.

2. РАЗДЕЛЫ КУРСОВОЙ РАБОТЫ

2.1. Предварительные изыскания

В данном разделе студент должен теоретически обосновать целесообразность и актуальность создания нового проектируемого самолета на основе анализа современных рынков гражданской и военной авиации, современного состояния авиационной техники в стране и в мире, потребностей народного хозяйства и вооруженных сил, современных воздушных операций и т.п.

Анализируя исходные данные (требования технического задания на проектируемый самолет), студент выбирает самолеты-прототипы, наиболее близкие по своим летно-техническим и технико-экономическим характеристикам к проектируемому самолету. Основные летно-технические характеристики самолетов-прототипов не должны отличаться от аналогичных летно-технических характеристик проектируемого самолета более чем на 15…20%.

Заданные в техническом задании на проектируемый самолет исходные летно-технические характеристики должны быть лучше, хотя бы по одной позиции, чем у существующих самолетов аналогичного назначения (это должны учитывать руководители курсовой работы при выдаче заданий на курсовую работу).

По самолетам-прототипам собираются статистические данные - их основные характеристики и параметры, которые заносятся в соответствующую таблицу. Форма таблицы и минимальный перечень статистических данных приведен в таблице 1. Последний столбец таблицы 1 содержит исходные данные к проектируемому самолету для проверки соотношений основных летно-технических характеристик самолетов-прототипов и проектируемого самолета. Студент подбирает статистические материалы по отечественным и зарубежным самолетам соответствующего заданию назначения. Увлекаться количеством самолетов-прототипов не рекомендуется – достаточно двух наиболее современных и эффективных самолетов аналогичного назначения. В качестве источников информации по этому разделу можно использовать работы [1, 3, 5, 7, 8, 10], а также техническую информацию ЦАГИ, отечественные и зарубежные книги, авиационные журналы и справочники, технические описания самолетов, информационные сводки, сайты в Интернете [12, 13, 14, 15, 16, 17, 18]. В тексте этого раздела должны быть указаны источники информации, из которых были взяты статистические данные по самолетам-прототипам.

Статистические данные по самолетам-прототипам позволяют студентам в процессе выполнения курсовой работы самостоятельно проверять правильность расчетов (оценивать порядок рассчитанных величин с учетом их размерностей), исключая заведомо неправильные результаты, а также правильно задавать диапазоны варьирования основных проектных параметров, что уменьшит количество итераций в процессе расчетов и обеспечит поиск наиболее рациональных параметров с минимальными затратами времени.

Таблица 1.

Характеристики и параметры самолетов, их размерность	Самолет-прототип № 1	Самолет-прототип № 2	Данные технического задания на проектируемый самолет
Весовые характеристики Расчетная масса целевой нагрузки в соответствии с техническим заданием, кг Расчетная взлетная масса, кг Масса снаряжения, кг Масса пустого снаряженного самолета, кг Относительная масса конструкции Относительная масса силовой установки Относительная масса топлива Относительная масса оборудования и управления

Продолжение таблицы 1.

Характеристики и параметры самолетов, их размерность	Самолет-прототип № 1	Самолет-прототип № 2	Данные технического задания на проектируемый самолет
Аэродинамические характеристики Максимальное аэродинамическое качество самолета: - на взлете; - в крейсерском полете; - на посадке. Максимальные коэффициенты подъемной силы на основных режимах полета: - на взлете; - в крейсерском полете; - на посадке.

Продолжение таблицы 1.

Характеристики и параметры самолетов, их размерность	Самолет-прототип № 1	Самолет-прототип № 2	Данные технического задания на проектируемый самолет
Летно-технические характеристики Расчетная дальность полета, км Крейсерская (максимальная) скорость полета, км/ч Высота крейсерского полета, м
Взлетно-посадочные характеристики Длина ВПП, м Длина разбега, м Длина пробега, м Взлетная дистанция, м Посадочная дистанция, м Скорость захода на посадку, км/ч Посадочная скорость, км/ч

Продолжение таблицы 1.

Характеристики и параметры самолетов, их размерность	Самолет-прототип № 1	Самолет-прототип № 2	Данные технического задания на проектируемый самолет
Характеристики силовой установки Тип и количество двигателей Стартовая тяга (мощность), даН(л.с.) Степень двухконтурности двигателей Масса (или удельный вес), кг Стартовый удельный расход топлива, кг/(даН*ч) или кг/(л.с.*ч) Крейсерский удельный расход топлива, кг/(даН*ч) или кг/(л.с.*ч) Степень сжатия компрессора Температура газов перед турбиной,° К

Продолжение таблицы 1.

Характеристики и параметры самолетов, их размерность	Самолет-прототип № 1	Самолет-прототип № 2	Данные технического задания на проектируемый самолет
Относительные параметры Стартовая тяговооруженность (энерговооруженность), (л.с./даН) Стартовая удельная нагрузка на крыло, даН/м2 Диапазон перегрузок
Геометрические параметры Площадь крыла, м2 Удлинение крыла (размах крыла), (м) Углы стреловидности крыла (по ¼ хорд для дозвуковых самолетов или по передней кромке для сверхзвуковых самолетов), град. Сужение крыла

Продолжение таблицы 1.

Характеристики и параметры самолетов, их размерность	Самолет-прототип № 1	Самолет-прототип № 2	Данные технического задания на проектируемый самолет
Относительная толщина профиля крыла (одно или несколько значений в зависимости от закона изменения этого параметра по размаху крыла) Параметры оперения: Плечо (относительное плечо) горизонтального оперения (ГО), м Плечо (относительное плечо) вертикального оперения (ВО), м Относительная площадь ГО (отнесено к площади крыла) Относительная площадь ВО (отнесено к площади крыла) Коэффициент статического момента ГО Коэффициент статического момента ВО

В этом же разделе студент должен дать общие виды в трех проекциях самолетов-прототипов и описание основных проектно-конструкторских решений, принятых при создании каждого самолета-прототипа, а также критически оценить преимущества и недостатки этих решений и предложить варианты улучшений, которые будут реализованы в проектируемом самолете.

При использовании статистических материалов в расчетах студент должен давать ссылки на источники информации, откуда эти данные были заимствованы.

В зависимости от назначения и типа проектируемого самолета указанный перечень может быть изменен по согласованию с руководителем работы.

При отсутствии в открытых источниках информации некоторых данных в таблице допустимо некоторое количество прочерков при согласии руководителя курсовой работы.

2.2. Выбор схемы самолета и типа двигателя

В этом разделе курсовой работы студент должен определить начальный внешний безразмерный облик проектируемого самолета:

- аэродинамическую балансировочную схему самолета;

- взаимное положение агрегатов самолета – схемные признаки: положение крыла относительно фюзеляжа, схему оперения, схему шасси, компоновку двигателей и движителей (винтов, винтовентиляторов и т.п.), компоновку воздухозаборников и выхлопных устройств, форму несущих аэродинамических поверхностей в плане и спереди, форму фюзеляжа и его поперечного сечения;

- тип двигателя и их количество.

Выбор схемных решений студенты проводят только качественно, анализируя различные схемные решения применительно к рассматриваемому типу самолета по их преимуществам и недостаткам. Этот подход рекомендуется из-за ограниченного времени, выделенного на выполнение курсовой работы.

При реальном проектировании такой выбор должен быть в обязательном порядке подкреплен и количественными сравнительными расчетами альтернативных вариантов схемных решений. Оценочный критерий вариантов схемных решений должен в математической форме отражать цель проектирования нового самолета или, по крайней мере, не противоречить этой цели. Для студентов со склонностью к математической оценке принимаемых решений можно посоветовать методику, приведенную в работе [Арепьев].

В пояснительной записке студент должен представить анализ всей гаммы схемных решений, возможных на проектируемом самолете данного назначения, а не ограничиваться только констатацией схемных решений, выбранных на данном этапе проектирования. Также неправильно будет при выборе схемных признаков просто сослаться на самолеты-прототипы.

Принятые решения должны быть также отображены на безмасштабных рисунках общего вида самолета. Рисунки выполняются на листах форматом не менее 297 х 210 мм. Обязательно дается изображение самолета в трех ортогональных проекциях и этим рисунком должен быть завершен подраздел выбора схемных решений. Пример такого рисунка представлен на рис. 1.

Тип двигателя принимается на основе анализа данных технического задания на проектирование самолета (исходных данных для курсовой работы), анализа двигателей самолетов-прототипов. При проектировании самолета под конкретный двигатель, что должно быть специально оговорено в задании на курсовую работу, в этом подразделе приводятся тип, обозначение (марка) и характеристики этого конкретного двигателя.

При проектировании самолета под гипотетический двигатель в этом разделе не может быть ни марки, ни характеристик какого-то конкретного двигателя. Конкретный двигатель с характеристиками будет выбран только в разделе 3 курсовой работы после соответствующих расчетов размерных параметров и характеристик проектируемого самолета.

Рис.1. Общий вид проектируемого самолета в трех проекциях с выбранными схемными решениями.

В разделе должно быть приведено предварительное качественное (в смысле, не количественное) обоснование принятому количеству двигателей на проектируемом самолете.

Выбранные в этом разделе проектно-конструкторские решения по проектируемому самолету могут быть уточнены в ходе выполнения последующих разделов курсовой работы. Например, количество двигателей, а соответственно и их компоновка на самолете, могут быть изменены, если по результатам расчетов при выборе конкретного двигателя, не окажется рационального двигателя для проектируемого самолета.

2.3. Определение взлетной массы самолета в двух приближениях и выбор основных проектных параметров самолета

Определение основных параметров проектируемого самолета на предварительном этапе проектирования - этапе разработки технического предложения - сложный итерационный процесс. Его алгоритм зависит от постановки задачи проектирования.

В курсовой работе необходимо использовать алгоритм так называемой прямой задачи проектирования, когда в ТЗ среди прочих исходных данных задана расчетная целевая нагрузка и расчетная дальность ее перевозки.

Проектирование самолета под заданный двигатель – это обратная задача проектирования, когда в результате ее решения определяется, на какую дальность может быть перевезена заданная расчетная целевая нагрузка или, какая расчетная целевая нагрузка может быть перевезена на заданную расчетную дальность. Так как студентов учат только решению прямой задачи проектирования, то обратная задача проектирования может быть выбрана студентом с согласия руководителя курсовой работы. Обратная задача проектирования корректно решается при большем числе итерационных циклов определения параметров и характеристик проектируемого самолета.

Во втором (предыдущем) разделе курсовой работы получен безразмерный внешний облик проектируемого самолета. Теперь его необходимо определить в конкретных размерах. Размерными параметрами и характеристиками проектируемого самолета в первом приближении являются:

- площадь крыла – S;

- стартовая или взлетная тяга (мощность) двигателей – Р₀(N₀);

- взлетная масса проектируемого самолета – m₀(1) или производные от них:

- стартовая или взлетная удельная нагрузка на крыло –

;

- стартовая или взлетная тяговооруженность или энерговооруженность) –

или

.

Основными размерными параметрами и характеристиками проектируемого самолета во втором приближении являются (дополнительно к выше приведенным):

- параметры крыла: удлинение, распределение относительных толщин аэродинамических профилей по размаху крыла, стреловидность крыла по ¼ хорд или по передней кромке, сужение крыла и другие;

- параметры вертикального и горизонтального оперения, аналогичные крыльевым, а также плечи и относительные размеры горизонтального и вертикального оперения;

- параметры фюзеляжа: удлинение фюзеляжа и его носовой и хвостовой частей, мидель фюзеляжа, эквивалентный или реальный диаметр фюзеляжа и другие;

- параметры шасси: высоты стоек, количество стоек и колес, давление в пневматиках, стояночные нагрузки, колея, база и другие;

- параметры силовой установки: крейсерский и стартовый удельные расходы топлива, степень двухконтурности двигателей, удельные веса двигателей и другие.

Полный перечень определяемых параметров формируется расчетными зависимостями, используемыми для расчетов в первом и втором приближениях для самолета конкретного назначения.

Определение основных параметров в курсовой работе осуществляется итерационно по алгоритму, структурная схема которого представлена на рис. 2.

Исходными данными для определения основных параметров и характеристик проектируемого самолета являются:

- данные Т3;

- безразмерный внешний облик самолета, полученный в разделе 2;

- статистические данные по самолетам-прототипам, собранные и представленные в разделе 1;

- требования авиационных правил и других нормативных документов;

- знания студента, полученные при изучении материалов лекций и рекомендуемых источников информации по данной дисциплине.

Взлетная масса самолета в 1-ом приближении - m ₀(1) для всех типов самолетов определяется по теоретическим формулам:

Рис. 2. Структурная схема алгоритма определения проектных параметров самолета.

(1)

или

, (2)

где - масса расчетной целевой нагрузки, заданной в ТЗ;

- масса снаряжения (либо из ТЗ, если задано, либо по самолетам-

прототипам):

, , , , - относительные массы,

соответственно, конструкции планера, силовой установки,

топлива, оборудования и управления, пустого снаряженного

самолета – берутся по самолетам-прототипам или по рекомендациям [7].

Величина может быть предварительно определена на основании формулы Бреге [7] и статистических данных по аэродинамическим характеристикам самолетов-прототипов и характеристикам двигателей.

Стартовая удельная нагрузка на крыло - р _о и стартовая тяговооруженностъ самолета - ₀ вычисляются из ряда условий выполнения требований к самолету, регламентируемых ТЗ. В зависимости от назначения самолета такими требованиями могут быть следующие:

для определения стартовой удельной нагрузки на крыло - обеспечение заданных в ТЗ взлетно-посадочных характеристик, характеристик крейсерского полета, маневренных характеристик, характеристик полета у земли, размещения определенного количества топлива в объемах крыла и др.;

для определения стартовой тяговооруженности - обеспечение заданных в ТЗ максимальной и крейсерской скоростей полета, скороподъемности самолета, взлетно-посадочных характеристик, заданного градиента набора высоты при одном отказавшем двигателе, маневренных характеристик и др. При применении на самолете винтовых двигателей вместо тяговооруженности нужно определять энерговооруженность из условий, обеспечивающих выполнение ТЗ.

В результате таких вычислений из ряда полученных значений выбираются стартовая удельная нагрузка на крыло по минимальной величине из рас­считанных, а стартовая тяговооруженность - по максимальной:

min{p_0i} и max{ },

где i – номер расчетного условия.

Следу­ет также иметь в виду, что стартовая удельная нагрузка на крыло и стартовая тяговооруженность не являются независимыми, так как выбор одного из них обусловливает выбор другого, что отражено на рис. 2.

Рассчитанные величины позволяют определить первые размерные характеристики проектируемого самолета:

- площадь крыла - ,

- суммарная тяга двигателей - и

- тяга одного двигате­ля ,

где n_дв – выбранное количество двигателей на самолете.

По величине можно подбирать двигатель для проектируемого самолета. Студенты могут воспользоваться для этого специальной литературой с характеристиками двигателей или приложением данного пособия. При этом, если считалось при расчете m ₀(1) по формуле, полученной из формулы Бреге, то необходимо учитывать соответствие выбранного двигателя по величине крейсерского удельного расхода топлива ранее принятому в расчетах.

После выбора конкретного двигателя необходимо итерационное уточнение величины взлетной массы самолета.

Взлетная масса второго приближения определяется по формуле (1), но величины относительных масс, стоящие в знаменателе формулы, вычисляются по соответствующим параметрическим зависимостям [1-9, 11]. Для того чтобы воспользоваться формулами для вычисления относительной массы конструкции планера самолета как суммы относительных масс агрегатов и систем самолета: крыла, фюзеляжа, горизонтального и вертикального оперения, шасси, механической системы управления, необходим предварительный выбор основных параметров самолета второго приближения, перечисленных выше.

Эта задача в реальном проектировании решается многократными расчетами характеристик проектируемого самолета с перебором альтернативных вариантов сочетаний проектных параметров. Из-за чрезвычайно высокой размерности этой задачи диапазоны варьируемых величин проектных параметров субъективно (или условно объективно) ограничиваются, так как в противном случае сроки создания самолета и стоимость его разработки неограниченно возрастают.

Студенты при выполнении курсовой работы имеют строго ограниченные сроки и потому задача выбора проектных параметров второго приближения решается только качественно. Количественно такую задачу (при альтернативе только двух параметров) студент может решить при выполнении дипломного проекта в научно-исследовательском разделе [9]. Один из возможных методов решения такой задачи приведен в [7] – графоаналитический метод. Однако более корректно такого рода задачи могут решаться только с применением вычислительной техники и современных методов программирования.

Однако, не смотря на качественный характер определения проектных параметров в курсовой работе, студенту недостаточно сослаться на самолеты-прототипы. В пояснительной записке должны быть представлены материалы теоретического анализа с графиками и формулами, показывающие знания студентом физических основ выбора того или иного проектного параметра. Например, при выборе удлинения крыла проектируемого дальнего магистрального самолета, следует объяснить, почему выбирается большое удлинение крыла, а не малое.

Определив взлетную массу самолета второго приближения на первой итерации расчета, необходимо произвести ее сравнение с величиной взлетной массы первого приближения. Если расчеты студентом выполняются без применения современной вычислительной техники, то сходимость итерационного процесса вычисления взлетной массы самолета 2-го приближения можно ограничить 5% точностью

,

где i – номер итерации при вычислении взлетной массы самолета во 2-ом приближении.

При использовании студентом вычислительной техники процесс рекомендуется завершить более точным значением, соответствующем точности в 1%

.

В процессе итерационных расчетов вполне возможна, а порой и неизбежна, коррекция принятых схемных решений и проектных параметров (см. рис. 2). При удовлетворительном согласовании величин взлетной массы в первом и втором приближениях уточняется двигатель проектируемого самолета и стартовая тяговооруженность самолета.

Определенные на данный момент схемные решения и проектные параметры самолета еще не окончательные, так как необходимо проверить – выполняет ли проектируемый самолет с принятыми схемными решениями и проектными параметрами требования технического задания. Эта проверка выполняется в следующем разделе курсовой работы. Если спроектированный самолет не удовлетворяет техническому заданию (см. рис. 2), то необходима очередная коррекция схемных решений и проектных параметров и итерационный пересчет всего, ранее определенного.

Если на данном этапе проектируемый самолет выполняет требования технического задания, то проводятся работы по более тщательной компоновке самолета и расчете его вариантов центровки. В процессе этой работы выявляются различного рода несогласования и невязки, которые приводят к итерационным повторным расчетам всех предшествующих работ. Эту часть работы в курсовой работе студенты проводят в существенно упрощенном виде. Компоновка всего самолета в курсовой работе не проводится – только отдельные принципиальные для данного типа самолета места (более подробно см. раздел 2.5).

Таким образом, расчет взлетной массы самолета в двух приближениях и выбор основных проектных параметров самолета представляют сложную итерационную процедуру. Хотя и в упрощенном виде, но студент на практике при выполнении курсовой работы знакомится с логикой процесса расчета взлетной массы самолета в двух приближениях и выбора основных проектных параметров самолета.

2.4. Определение основных летно-технических характеристик самолета

Задачей данного раздела курсовой работы является определение основных летно-технических характеристик (ЛТХ) проектируемого самолета и выявление степени их соот­ветствия требованиям технического задания (исходным данным в соответствии с вариантом задания на курсовую работу).

Этот раздел курсовой работы также больше носит характер методический с целью показать студентам логически увязанную схему проектных процедур начального этапа проектирования самолета. Выполняется этот раздел по простым приближенным зависимостям, без детальной проработки аэродинамических характеристик самолета и высотно-скоростных и дроссельных характеристик его двигателей.

Необходимые для расчета ЛТХ поляры проектируемого самолета и высотно-скорост­ные характеристики двигателей берутся такими же, как у ближайшего самолета-прото­типа (если они приводятся в источниках информации), либо из уче6ника "Проектирование самолетов" [7] в соответствии с заданием и принятыми ранее решениями.

Расчет ЛТХ должен включать определение всех ЛТХ, заданных в техническом задании (в исходных данных на курсовую работу):

- расчетной дальности полета с расчетной целевой нагрузкой на заданной скорости и высоте;

- крейсерской и максимальной скорости полета на заданной высоте с расчетной целевой нагрузкой;

- практического потолка полета;

- потребной сбалансированной длины ВПП (длины разбега и взлетной дистанции, длины пробега и посадочной дистанции);

- скорости захода на посадку или посадочной скорости, скорости отрыва;

- максимальной скороподъемности (для маневренных самолетов), если эта величина была задана в исходных данных;

- других заданных ЛТХ.

Необходимые для расчетов зависимости берутся из [1–9, 11].

После проведения расчетов следует обратить особое внимание на степень выполнения проектируемым самолетом заданных ЛТХ. Типичным заблуждением является, к примеру, то, что, если проектируемый самолет имеет значительное превышение рассчитанной дальности полета над заданной величиной, то это хорошо. Это грубейшая ошибка проектирования самолета и она недопустима. Несмотря на приближенный характер вычислений ЛТХ в курсовой работе, отличие рассчитанных ЛТХ от ЛТХ, заданных в задании, не должно быть более 10-15% (естественно в лучшую сторону).

2.5. Компоновка и центровка самолета

В этом разделе на основании ранее полученных результатов расчетов определяются абсолютные геометрические размеры крыла, фюзеляжа, оперения, силовой установ­ки, шасси. Необходимые для этого зависимости приведены в [1-9, 11]. Если на проектируемом самолете все топливо размещается в крыле, необходимо проверить, достаточно ли для этого объемов при выбранной площади крыла.

Для более корректного определения некоторых размеров (какие конкретно указываются руководителем курсовой работы) проводятся работы по компоновке отдельных типовых для самолета данного назначения отсеков, сечений. Например, типовая компоновка поперечного сечения фюзеляжа пассажирского самолета с конкретными блоками пассажирских кресел, нормируемыми продольными проходами, выбранными грузовыми контейнерами для багажа и грузов. Или еще пример, компоновка поперечного сечения фюзеляжа маневренного самолета с выбранным конкретным двигателем внутри фюзеляжа. Это позволит достаточно точно определить размеры поперечного сечения фюзеляжа проектируемого самолета. Примеры различных фрагментов таких компоновок приведены в Приложении 1.

Абсолютная геометрия самолета дает возможность определить аналитически или геометрическими построениями среднюю аэродинамическую хорду крыла (САХ) и положение фокуса самолета на заданном крейсерском режиме полета. С учетом заданной величины степени продольной статической устойчивости (), определяется положение предельно задней центровки самолета для его текущей конфигурации:

,

где - фокус самолета в крейсерском полете в долях САХ.

Это позволяет осуществить компоновку шасси на проектируемом самолете, так как положение опор шасси координируется относительно предельно задней центровки самолета. При известных рекомендуемых диапазонах центровок для самолетов различного назначения получают предельно переднее положение центровки проектируемого самолета:

,

где - рекомендуемый диапазон эксплуатационных центровок самолетов конкретного назначения [7].

Выполнение расчетов по определению предельно переднего и предельно заднего положений центровки проектируемого самолета необходимо делать и в абсолютных размерах и в долях САХ (за начало координат продольной оси самолета в расчетах рекомендуется принимать носик фюзеляжа – рис. 3).

Проведенные работы позволят получить начальный общий вид самолета и укрупненную компоновку его целевой нагрузки, силовой установки, экипажа, aгрeгaтoв. На основании этой информации можно разработать центровочную схему (рис. 3) и центровочную ведомость (таблица 2) и произвести расчет центровки самолета в различных вариантах эксплуатации:

а) - самолет во взлетной конфигурации с расчетной взлетной массой, расчетной целевой нагрузкой и запасом топлива для полета на расчетную дальность (шасси выпущено и убрано);

б) - самолет в полетной конфигурации с 50% запасом топлива (до и после сброса целевой нагрузки, шасси убрано);

в) - самолет в посадочной конфигурации с расчетной целевой нагрузкой (полетное топливо израсходовано, шасси убрано и выпущено);

г) - самолет в стояночной конфигурации (без топлива и без целевой нагрузки, шасси выпущено);

д) - самолет в стояночной конфигурации (без топлива, без целевой нагрузки, без снаряжения, шасси выпущено);

е) - самолет во взлетной перегоночной конфигурации (без целевой нагрузки с максимальным запасом топлива, шасси выпущено и убрано).

Варианты а, б, в, е - дают полетный диапазон центровок, который обязательно должен попадать в ранее рассчитанный диапазон между предельно передней и предельно задней центровками. Варианты г, д – необходимы для оценки правильности компоновки шасси (отсутствие опрокидывания самолета на стоянке).

При компоновке самолета и расчете эксплуатационного диапазона центровок необходимо стремиться к минимизации диапазона центровок при выполнении всех требований к самолету.

Рис. 3. Пример центровочной схемы самолета.

Таблица 2. Центровочная ведомость.

С первой итерации, как правило, получить удовлетворительный вариант самолета не удается. Поэтому приходится осуществлять многократные итерационные пересчеты, уточнение схемных решений, коррекцию параметров, перекомпоновку самолета до тех пор, пока все требования и условия будут удовлетворены (см. рис.2). Стратегия и тактика приближения к такому результату могут быть самыми разнообразными для различных типов самолетов и студенты должны использовать все знания по различным дисциплинам (проектирование, аэродинамика, конструкция, прочность и т.д.) при решении задачи - разработки рационального варианта проекта самолета.

Только после успешного проведения всех выше перечисленных работ общий вид самолета можно считать полученным на этом этапе и самолет можно изобразить в трех ортогональных проекциях.

Чертеж общего вида самолета выполняется на листе формата не менее 841 х 594 мм в стандартном масштабе (1:1, 1:2; 1:5; 1:10; 1:20; 1:50; 1:100; 1:200 и т.д.). Для показа самолета в более крупном масштабе допускается обрезка левой консоли крыла на плановой и передней проекциях самолета.

Степень подробности показа общего вида самолета должна соответствовать следующим положениям:

- аэродинамические поверхности должны быть показаны со всеми отклоняемыми частями (рулями, закрылками, предкрылками, триммерами и т.п.) без лючков, раскроя обшивок и показа конструктивно-силовых схем;

- фюзеляжи самолетов показываются с переплетами фонарей и остекления кабин экипажей, с дверями и аварийными выходами, с иллюминаторами, с эксплуатационными разъемами (грузовые люки и рампы, створки отсеков внутреннего вооружения и т.п.);

- при изображении шасси на общем виде показывается только положение опорных поверхностей в не обжатом состоянии амортизаторов и колес без стоек, механизмов уборки-выпуска, створок (исключением являются самолеты с не убираемым в полете шасси);

- при наличии вооружения на внешних подвесках для боевых самолетов показывается один из возможных вариантов внешних подвесок;

- силовые установки показываются без прорисовки деталей регулируемых воздухозаборников и выхлопных устройств, входных лопаток и лопаток турбин.

По усмотрению руководителя курсовой работы степень подробности показа общего вида оригинальных самолетов может быть несколько увеличена.

Отдельные специфичные места для проектируемого самолета более детально должны быть показаны на этом же чертеже на дополнительных сечениях, видах, разрезах, перечень которых согласуется с руководителем курсовой работы. Некоторые примеры таких изображений приведены в Приложении 1.

На чертеже общего вида самолета должна быть также представлена следующая информация:

- габаритные размеры самолета (длина, размах, высота) и его агрегатов (размахи, длины, диаметры);

- углы стреловидности всех основных аэродинамических поверхностей (для дозвуковых самолетов по ¼ хорд, для сверхзвуковых самолетов – по передним кромкам);

- углы поперечного «V» всех основных аэродинамических поверхностей;

- колея, база шасси, посадочный угол, угол выноса основных опор относительно предельно задней центровки самолета, угол крена при посадке (если визуально есть сомнение в безопасной посадке самолета с креном);

- над боковой проекцией самолета должно быть показано положение САХ по длине самолета, на которой штрихами указаны предельно передняя и предельно задняя центровки самолета; должен быть указан размер по продольной оси самолета от носика фюзеляжа до начала САХ (пример, см. рис. 4);

- расстояние воздухозаборников реактивных двигателей и концов лопастей винтов от поверхности ВПП.

На этом же чертеже между штампом и проекцией самолета спереди должна быть приведена таблица максимально возможного размера, содержащая основные характеристики спроектированного самолета. Пример такой таблицы приведен ниже (см. таблицу 3).

В таблице должны быть представлены основные характеристики спроектированного самолета, полученные в результате расчетов. Данные из технического задания указываются в скобках за соответствующей рассчитанной величиной. Данные представляют округленными до разумных значений. Например, дальность полета округляется до целой величины с нулем на конце по правилам округления. Относительные данные величиной меньше единицы представлять с не более чем тремя знаками после запятой. Данные должны строго соответствовать указанной в таблице размерности. Размерности должны быть в системе единиц – СИ. Обозначения величин в таблице должны совпадать с обозначениями этих же величин в расчетах.

Отличие рассчитанных значений ЛТХ от заданных в ТЗ не должно превышать ± 15-20 %.

Штамп по завершении работы должен быть заполнен и подписан студентом и руководителем. Пример заполнения штампа приведен на рис. 5.

В строках «Разраб.» - фамилия и подпись студента, в строках «Пров.» и «Утв.» - фамилия и подпись руководителя, если курсовая работа выполнена в срок и в соответствии с требованиями кафедры. В противном случае, в строке «Утв.» - должна стоять фамилия и подпись заведующего кафедрой.

Примеры графического изображения самолета в трех проекциях с элементами компоновки приведены в Приложении 1.

Рис. 4. Пример оформления боковой проекции проектируемого самолета на чертеже общего вида.

					Курсовая работа
					Общий вид самолета	Лит.	Масса	Масштаб
Изм.	Лист	№ докум.	Подпись	Дата			У		1:10
Разраб.	Иванов		20.12.13
Пров.	Петров		21.12.13
Т.контр.				Лист 1	Листов 1
				Дисциплина «Проектирование и эффективность авиационных комплексов»	МАИ Кафедра 101
Н.контр.
Утв.	Сидоров		22.12.13

Рис. 5. Пример оформления штампа чертежа общего вида самолета.

Таблица 3.

Назначение самолета
Основные данные самолета	Обозначение	Значение	Размерность
Летно-технические характеристики
Крейсерская скорость полета			км/ч
Крейсерская высота полета			м
Максимальная скорость полета* на высоте			км/ч м
Расчетная дальность полета			км
Практический потолок*			м
Скорость отрыва*			км/ч
Посадочная скорость*			км/ч
Скорость захода на посадку			км/ч
Длина ВПП			м
Длина разбега*			м
Длина пробега*			м
Весовые характеристики
Масса целевой нагрузки Количество пассажиров**			кг чел.
Расчетная взлетная масса			кг
Относительная масса топлива			-
Характеристики силовой установки
Число и тип двигателей
Стартовая тяга (мощность) одного двигателя			даН(л.с.)
Стартовый удельный расход топлива			кг/(даН×ч); кг/(кВт×ч)
Крейсерский удельный расход топлива			кг/(даН×ч); кг/(кВт×ч)
Степень двухконтурности двигателя***			-
Общие характеристики
Стартовая удельная нагрузка на крыло			даН/м2
Стартовая тяговооруженность (энерговооруженность)			- (л.с./даН)

* - данные только для маневренных самолетов;

** - данные только для пассажирских самолетов;

*** - данные только для самолетов с турбореактивными двигателями.

3 ПРИМЕР МЕТОДИЧЕСКИХ МАТЕРИАЛОВ И ПРИМЕР РАСЧЕТА ВЗЛЕТНОЙ МАССЫ И ВЫБОРА ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ САМОЛЕТА

В этом разделе представлены материалы для выполнения 3-го раздела курсовой работы на примере расчета взлетной массы и выбора основных параметров маневренного самолета. Алгоритм расчетов для самолетов различного назначения одинаков, отличие в применяемых расчетных зависимостях, специфичных для самолетов конкретного назначения.

3.1 Определение взлетной массы самолёта в первом приближении

Взлётная масса любого самолёта представляет собой сумму:

, (3.1)

где – взлётная масса самолёта,

– масса целевой нагрузки,

– масса снаряжения,

– масса конструкции,

– масса силовой установки,

– масса оборудования и управления,

– масса топлива.

Поделив левую и правую части выражения (3.1) на , получим:

- уравнение весового баланса или уравнение существования любого самолёта. Из этого уравнения получаем расчетную зависимость для расчета взлетной массы 1-го приближения:

, (3.2)

где - относительная масса конструкции,

- относительная масса силовой установки,

- относительная масса оборудования и управления,

- относительная масса топлива.

Из анализа характеристик самолетов-прототипов проектируемого маневренного самолета принимается

; ; ;

из работы [7] - и из задания - .

Тогда

Полученное значение можно округлить до значения =19170 кг.

3.2 Определение стартовой удельной нагрузки на крыло

Стартовая удельная нагрузка на крыло определяется по формуле:

, даН/м2,

где - стартовая удельная нагрузка на крыло;

- взлетный вес самолета, при =19170 кг - ≈19170 даН;

- площадь крыла.

Стартовая удельная нагрузка на крыло определяется из ряда условий.

3.2.1 Определение стартовой удельной нагрузки на крыло из условия захода самолёта на посадку

Площадь крыла, необходимую для выполнения захода на посадку, можно определить из формулы:

, (3.3)

где - площадь крыла, необходимая из условия захода на посадку;

- коэффициент аэродинамической подъемной силы при

посадке, - по самолетам-прототипам;

- скорость захода на посадку,

из работы [1] - ; м/с (из задания);

;

- посадочный вес самолета, принимаем даН;

;

.

Отсюда стартовая удельная нагрузка на крыло из условия захода на посадку

.

3.2.2Определение стартовой удельной нагрузки на крыло из условия обеспечения заданного крейсерского режима полёта.

Стартовая удельная нагрузка на крыло из условия обеспечения заданного крейсерского режима полёта определяется по формуле [7]:

, (3.4)

где - коэффициент подъемной силы на крейсерском режиме полета, - по прототипам;

- скоростной напор, соответствующий М=1 на крейсерской высоте

;

- плотность воздуха на

крейсерской высоте, равной 10000 м;

- скорость самолета на высоте крейсерского полета, соответствующая М=1 (скорость звука на высоте крейсерского полета);

;

; =250 м/с (из задания); ;

.

Площадь крыла, необходимая для обеспечения крейсерского режима полета

3.2.3 Определение стартовой удельной нагрузки на крыло из условия обеспечения заданного маневра

Для пассажирских и других неманевренных или ограниченно маневренных самолетов это условие не рассматривается.

Стартовая удельная нагрузка на крыло из условия обеспечения заданного маневра определяется по формуле [7]:

, (3.5)

где - допустимый коэффициент подъемной силы на маневре,

принимаем по самолету-прототипу;

- допустимая эксплуатационная перегрузка на маневре,

задано ;

- скоростной напор при маневре, .

Заданный манёвр происходит на высоте Н=1,5 км со скоростью . Плотность воздуха на высоте Н, меньшей 11 км, можно определять по формуле:

; (3.6)

;

Округляем полученную величину до = 480 даН/м2. Тогда площадь крыла, необходимая для выполнения заданного маневра

. Округляем до 40 м2.

В результате расчетов получили три пары значений (стартовая удельная нагрузка на крыло – площадь крыла):

; .

Из всех полученных значений выбираем для удовлетворения всех заданных режимов минимальное значение стартовой удельной нагрузки на крыло - даН/м2 и максимальное значение площади крыла - м2.

3.3 Определение стартовой тяговооруженности самолета (энерговооруженности для винтовых самолетов)

Стартовая тяговооруженность самолета как и стартовая удельная нагрузка на крыло определяется из ряда условий.

3.3.1 Определение стартовой тяговооруженности самолета из условия набора высоты, в случае отказа одного двигателя

Для маневренных боевых самолетов и однодвигательных самолетов это условие можно не рассматривать. В пособии это условие рассматривается исключительно для методических целей.

Стартовая тяговооруженность самолета из условия набора высоты с одним отказавшим критическим двигателем определяется по формуле [7]:

, (3.7)

где – коэффициент, учитывающий высотно-скоростные характеристики двигателя на режиме набора высоты (определяется по высотно-скоростным характеристикам предполагаемого двигателя, либо по материалам [7], либо на начальном этапе для реактивных двигателей - );

- количество двигателей, - выбрано в разделе 2 курсовой работы;

- аэродинамическое качество самолета при наборе высоты, - выбирается либо по самолету-прототипу, либо по рекомендациям [7].

- значение тангенса угла наклона траектории при наборе высоты с одним отказавшим критическим двигателем (для гражданских самолетов регламентируется АП-25 и наибольшее значение должно быть на третьем участке начального набора высоты, при =2 - .

3.3.2 Определение стартовой тяговооруженности для обеспечения крейсерской скорости полета

Стартовая тяговооруженность самолета из условия обеспечения крейсерской скорости полета определяется по формуле [7]:

при Н_крейс<11км;(3.8)

при Н_крейс≥11км, (3.9)

где – коэффициент, учитывающий изменение тяги по скорости (определяется по высотно-скоростным характеристикам предполагаемого двигателя, либо по материалам [7], либо на начальном этапе для реактивных двигателей по формуле [5]:

, (3.10)

где ; ; - для форсажного режима двухконтурного реактивного двигателя, - степень двухконту