Розділ 1 основна частина. Проект вантажного смл вступ

Одним з найважливіших початкових етапів проектування ЛА є етап вибору оптимальних проектних параметрів літака. Вибір оптимальних проектних параметрів літака – багатопланове оптимізаційне завдання, спрямоване на формування «вигляду» перспективного літака. Поняття «вигляд літака» включає крім його конфігурації цілий комплекс льотно-технічних, масових, геометричних, аеродинамічних й економічних характеристик. Процес визначення оптимального комплексу цих характеристик носить ітераційний характер, і складається з розрахункових циклів, в яких широко використовуються статистичні дані, методи перерахувань, наближені аеродинамічні й статистичні залежності. На другому рівні використаються алгоритми повного аеродинамічного розрахунку літака, уточнені формули по-агрегатних масових розрахунків, експериментальні дані.

Проектований літак повинен, в першу чергу, мати високі льотні характеристики. Одним зі способів досягнення цієї мети, крім вибору оптимальної аеродинамічної схеми й силової установки, є забезпечення високих питомих масових характеристик планера літака, що загалом визначаються досконалістю конструкції планера, закладеними конструкторами коефіцієнтами запасу міцності силового набору, використаними матеріалами (керуючись, в першу чергу, забезпеченням безпеки та економічності). Повної досконалості конструкції досягти апріорі неможливо. Вона визначається різними факторами – оригінальністю й оптимальністю рішень різних вузлів, найменшими доробками, що приводять до зниження маси конструкції при збереженні необхідної міцності, визначається сукупністю вимог безпеки польотів та їх економічної обґрунтованості.

Після вибору проектних параметрів необхідно провести їх оптимізацію, як

це зроблено у розділі 3 «Аналіз економічності проектованого вантажного СМЛ».

1.1. Вибір проектних параметрів літака

1.1.1. Обробка статистичних даних

При виборі проектних параметрів літака, для уникнення закладання у проектування параметрів, які неможливо реалізувати на практиці в одному типі ПС, необхідно керуватися вже досягнутим рівнем технічної досконалості АТ, тобто використати основні характеристики літаків (літаків-прототипів), призначення і параметри яких, найбільш подібні до закладених у проекті. Для забезпечення вище викладеного, виконано збір та аналіз статистичних даних по трьом літакам-прототипам.

В якості літаків-прототипів обрані наступні типи літаків:

• Ан-70Т – транспортний середньо-магістральний літак;

• Іл-76ТД – транспортний середньо-магістральний літак;

• Lockheed С-141В – військово-транспортній літак.

Вибір саме цих типів ПС у якості прототипів зумовлений їхньою подібністю у призначенні, близькими льотно-технічними характеристиками та подібною аеродинамічною схемою з проектованим літаком.

Основні технічні, льотні і геометричні характеристики перелічених вище прототипів викладені у додатку А.

Для отримання цих характеристик проведені необхідні розрахунки, оскільки певна частина їх не викладається у відповідній технічній літературі. [4, 8, 9]

Для розрахунків необхідних характеристик літаків-прототипів і більш повної обробки статистичних даних використані співвідношення, що наведені далі.

Енергоозброєність літака:

,

де n_дв – кількість двигунів; N₀ – злітна потужність одного двигуна, кВт; m₀ – максимальна злітна маса літака, кг.

Питоме навантаження на крило:

,

де g – прискорення вільного падіння, м/с²; S – площа крила, м².

Максимальна злітна маса літака:

_,

_{де mсл – маса порожнього спорядженого літака, кг; mкн – маса корисного навантаження літака, кг.}

_{Маса порожнього спорядженого літака:}

_,

_{де mкл – маса конструкції літака, кг; mсн – маса службового навантаження літака, кг.}

_{Маса корисного навантаження:}

_,

_{де mк – максимальна маса корисного навантаження, кг; mп – маса палива, кг.}

_{Швидкість звалювання у злітній конфігурації механізації крила:}

_,

_{де  - щільність повітря, кг/м}³_{; Cy max зл – коефіцієнт підйомної сили у злітній конфігурації механізації крила.}

_{Швидкість відриву:}

_.

_{Швидкість зльоту:}

_.

_{Швидкість звалювання у посадковій конфігурації механізації крила:}

_,

_{Cy max пос – коефіцієнт підйомної сили у посадковій конфігурації механізації крила.}

_{Швидкість торкання ЗПС:}

_.

_{Швидкість заходу на посадку:}

_.

_{Швидкість відриву і швидкість торкання пов’язані співвідношенням:}

_.

_{Необхідна довжина ЗПС:}

_,

_{де Lпр – довжина пробігу, м.}

_{Коефіцієнти підйомної сили у злітній та посадковій конфігураціях механізації крила відповідно:}

_{Середнє значення коефіцієнта підйомної сили у крейсерському польоті:}

_{де н – відношення тисків на висоті крейсерського польоту і рівні моря відповідно; Vкр – швидкість крейсерського польоту, м/с}²_.

_{Середнє значення коефіцієнта опору в крейсерському польоті:}

_{де Mкр – число Маха крейсерського польоту.}

_{Рейсова швидкість:}

_{де L – дальність польоту, км.}

_{Максимальна годинна продуктивність літака Пг:}

_.

_{Витрата палива на одиницю продуктивності qп:}

_{де CR VH – питома витрата палива в крейсерському польоті, кг/кНг; Kкр – середня аеродинамічна якість літака в крейсерському польоті.}

_{Результати розрахунків наведені у додатку А – «Статистичні дані літаків-прототипів».}