Методические указания для подготовки к экзамену и по выполнению курсового проекта «Проектирование и конструкция самолетов»

Задачей курсового проекта является разработка компоновки пассажирского самолета, определение его основных параметров и расчет летно-технических характеристик.

Курсовой проект выполняется приближенными методами, тем не менее, отражающими основные физические принципы и проектировочные связи, используемые при проектировании самолета.

Основным нормативным документом, на основе которого производится проектирование всех пассажирских самолетов и в, частности выполняется курсовой проект, являются АП-25 (Авиационные правила и нормы летной годности-25) или американские нормы, практически идентичные отечественным - FAR-25( Федеральный Авиационный регистр -25) Цифра 25 указывает, что речь идет о больших самолетах с числом пассажиров больше 19.

Для небольших самолетов имеются отдельные нормы АП-23 или FAR-23.

Последовательность выполнения проекта следующая:

• Расчет взлетной массы самолета;

• Расчет геометрических параметров самолета;

• Расчет летно-технических характеристик.

1. Расчет первого приближения взлетной массы самолета

Пример весовой сводки самолета приведен на рис. 1

Рассмотрим основные компоненты, входящие в состав взлетной массы самолета, для этого запишем в укрупненном виде уравнение весового баланса самолета:

Go= Gконстр. + Gcy +G обор. + Gснар. + Gпол. нагр. + Gтопл. (1)

где:

Go – взлетная масса самолета;

Gконстр – масса конструкции самолета;

Gcy - масса силовой установки;

G обор- масса оборудования;

Gснар- масса снаряжения;

Gпол. нагр.- масса полезной нагрузки;

Gтопл - масса топлива

Более детально составляющие уравнения весового баланса можно записать следующим образом:

Масса конструкции:

Gконстр.= Gкр+ Gфюз+ Gоп+ Gш, где:

Gкр – масса крыла;

Gфюз-масса фюзеляжа;

Gоп- масса оперения;

Gш- масса шасси

Масса силовой установки

Gсу= Gдв+ Gрев+ Gсист+ Gагр+ Gмг+ Gвсу+ Gт.с.,

где:

Gдв.-масса двигателей;

Gрев.-масса реверса двигателей;

Gсист.-масса систем силовой установки;

Gагр. –масса агрегатов силовой установки;

Gмг- масса мотогондол;

Gвсу- масса вспомогательной силовой установки;

Gт.с.-масса топливной системы

В состав массы оборудования входят

Gобор.= Gэнергопит.+ Gжизн.+ Gпил. нав.+ Gавиак.,

где:

Gэнергопит – оборудование энергопитания (гидрооборудование, пневмооборудование, электрооборудование)

Gжизн.- оборудование жизнеобеспечения (кондиционирование);

Gавиак.—оборудование авиакомпаний (отделка салона, пассажирские кресла, туалеты, гардеробы, кухни и т.п.).

Gпил.нав.- пилотажно-навигационное электронное оборудование;

Масса снаряжения

Gсн.- масса снаряжения (масса экипажа т.е. пилотов и бортпроводников, масло, кислород, тележки с продуктами и др.).

Масса полезной нагрузки

Gпол.нагр.- масса полезной нагрузки (пассажиры с багажом, грузы в контейнерах ).

Некоторые составляющие уравнения весового баланса (1) при пропорциональном увеличении размеров самолета изменяются пропорционально изменению взлетной массы самолета (например, масса конструкции), другие составляющие остаются неизменными (например, масса пассажиров - т.к. число пассажиров задается в техническом задании). Обозначим составляющие уравнения весового баланса независящие от взлетной массы самолета, то есть условно «постоянные» – Gconst, а «переменные» составляющие взлетного веса – Gvar.

В этих обозначениях уравнение весового баланса (1) запишется следующим образом:

Go=Gconst+ Gvar (2)

В уравнении (2) все те же составляющие, что и в (1) только распределенные по двум категориям.

Далее мы займемся распределением составляющих взлетной массы самолета не по общепринятому правилу составления весовых сводок (уравнение 1), а распределим их по принципу зависимости или независимости от взлетной массы самолета, что позволит получить удобные расчетные формулы для выполнения задачи определения взлетной массы в первом приближении.

Преобразуем уравнение (2) к следующему виду:

Gо= (3)

Рассмотрим подробнее составляющие уравнения весового баланса не зависящие от взлетной массы самолета:

Gconst= Gпол.нагр.+ Gжизн.+ Gавиак.,+ Gснар +Gпил.нав + Gсу. (4)

В формуле (4) перечислены все составляющие, которые условно (в рамках начального приближения не зависят от взлетной массы самолета.

Масса полезной нагрузки Gпол.нагр., то есть масса пассажиров и грузов задается в техническом задании на проектирование самолета.

Масса систем жизнеобеспечения Gжизн., в основном включает в себя системы кондиционирования воздуха, зависит только от количества пассажиров и от связанного с количеством пассажиров объема фюзеляжа и не зависит от величины взлетной массы самолета.

Масса оборудования авиакомпаний Gавиак., в состав этой весовой группы входят составляющие также зависящие только от количества пассажиров (отделка салона, пассажирские кресла, туалеты, гардеробы, кухни и т.п.).

Масса эксплуатационного снаряжения Gснар., (масса экипажа т.е. пилотов и стюардесс, масло, кислород, тележки с продуктами и др.),

также определяются в основном только числом пассажиров или, например, такая составляющая массы снаряжения как число пилотов (обычно - 2 пилота) является постоянной для всех современных пассажирских самолетов независимо от числа пассажиров и взлетной массы самолета.

Масса силовой установки Gсу, вообще говоря, зависит от веса самолета так как чем больше и тяжелее самолет тем больше и мощнее должны быть двигатели. и таким образом Gсу должна помещается в знаменателе формулы (3) в составе Gvar

Однако, практически, во многих случаях, в связи с тем, что время разработки двигателей больше, чем время разработки самолета, самолет проектируется под готовые двигатели и в этом случае ( который соответствует курсовому проекту ) Gсу принимается не зависящей от размеров самолета. Таким образом, в рассматриваемой постановке задачи Gсу является исходной величиной и задается в техническом задании на проектирование самолета. Задача заключается в проверке – подходят ли выбранные двигатели к самолету.

Масса электронного пилотажно-навигационного оборудования Gпил.нав.. Определяется только условиями навигации (дальностью полета, возможностью полета над океаном, наличием систем автоматизированной посадки и т.д) а не размерами и массой самолета.

Рассмотрим теперь составляющие уравнения весового баланса (3), входящие в знаменатель формулы и зависящие от размеров и взлетного веса самолета.

Gпер= Gконстр+ Gэнергопит.+ Gтопл. (5)

Масса всех составляющих этого уравнения, таких как

- Gконстр - масса конструкции,

- Gэнергопит масса оборудования энергопитания и управления самолета (гидравлического оборудования, пневмооборудования и электрооборудования)

- Gтопл масса топлива для полета на заданную дальность,

очевидно, зависит от размеров самолета и его взлетной массы и дальности полета.

Теперь уравнение (3) можно записать в следующем виде:

(Расчетная формула)

Gо=Gпол.нагр+Gпил. нав.+Gжизн.+ Gавиак.+ Gснар.+Gсу (6)

1- (Gконстр/ Gо + Gэнергопит./ Gо + Gтопл/ Gо).

Определим численные значения составляющих, входящих в уравнение (3)

Gпол.нагр= Gпасс. х Nпасс [кг],

где:

Nпасс-число пассажиров заданное в техническом задании,

Gпасс- масса пассажира с багажом,

Gпасс= 90кг для небольших самолетов и самолетов летающих на небольшую дальность,

Gпасс= 95кг – для дальних магистральных самолетов

Для остальных величин, входящих в (6) при определении начального приближения взлетной массы самолета принимаются их статистические значения.

Gпил. нав = 1000кг,

Gжизн.+ Gавиак.,+ Gснар = 85Nпасс [кг]

Gсу =Ксу х Gдв

Gдв=Кдв х Rдв ,

Rдв [кг]- стендовая взлетная тяга двигателей (заданная в техническом задании)

Кдв=0.18 -для двухконтурных двигателей,

Ксу=1.7- для силовых установок дозвуковых самолетов.

Gэнергопит=0,03 Gо

Gконстр.= Gкр+ Gфюз+ Gоп+ Gш (7)

Go Go Go Go Go

Масса конструкции фюзеляжа в основном определяется его размерами, которые в свою очередь для пассажирского самолета зависят только от числа пассажиров, а не от взлетного веса. Тем не менее, в дальнейшем будем считать, что вес фюзеляжа зависит от взлетного веса и войдет в уравнение (5) для переменных составляющих взлетного веса самолета. Определенное обоснование такому допущению заключается в том, что в большинстве случаев, чем больше вместимость самолета, размеры фюзеляжа и его вес тем больше и взлетный вес самолета.

Для дозвуковых пассажирских самолетов среднестатистические значения составляющих уравнения (7) имеют следующие значения:

Gкр =0.1;

Go

Gфюз =0.11;

Go

Gоп =0.02;

Go

Gш =0.04

Go

Таким образом, статистическое значение веса конструкции без фюзеляжа

Gконстр. = 0.1+0.02+0.04+0.11 =0.27

Go

Приведенные на основе статистических данных численные значения носят приближенный характер. Фактические значения могут отличаться на 15-20%.

Относительная масса топлива Gтопл

Go

Может быть определена из формулы Бреге для дальности крейсерского полета

L=х ln Go/Gпос, км (8)

В этой формуле:

Vкр= 295 х 3.6 х Мкр [км/час]

295м/сек -скорость звука на высоте 11км, где происходит основная часть полета дозвуковых магистральных самолетов,

3.6 – переводной коэффициент из м/сек в км/час

Мкр –число М крейсерского полета, приводится в техническом задании.

Ккр - максимальное аэродинамическое качество в крейсерском полете снимается с поляры самолета, приведенной в техническом задании.

СR , кг/кг.час- удельный расход топлива в крейсерском полете, снимается с графика дроссельной характеристики двигателя, приведенной в техническом задании (смотри пример на рис 20 ) (используемое численное значение соответствует минимальному значению CR с кривой графика). Физический смысл удельного расхода топлива –это расход топлива двигателем за 1 час полета, отнесенный к тяге двигателя. В том случае, если на графике удельного расхода топлива нет указаний, что он построен с учетом отборов мощности и расхода воздуха от двигателя на самолетные нужды (силовые приводы, кондиционирование воздуха), то снятое с графика значение CR нужно увеличить на 6%.

Gпос-посадочная масса самолета.

Gпос=Go-Gтопл (9)

Подставив (9) в (8) и разделив числитель и знаменатель под знаком логарифма в формуле (8) на Go запишем формулу (8) в следующем виде:

L=[(Vкр х Ккр)/СR] х ln 1/(1-Gтопл/Go), (10)

Используя определение логарифма получим из (10)

(Расчетная формула)

Gтопл/Go=1-е ^{-L/[(Vкр х Ккр)/СR]} (11)

Если в (11) подставить в качестве L значение так называемой практической дальности полета Lпр, приведенное в техническом задании, то получим существенно заниженную величину потребного запаса топлива. Для того, чтобы уточнить запас топлива необходимо учесть следующие факторы:

-Расчет дальности по формуле (10) не учитывает дополнительный расход топлива за счет нестационарных участков полета (взлет, набор высоты, посадка), что эквивалентно примерно Lнест≈ 200км дальности полета;

-Необходимо также учесть дополнительный аэронавигационный запас топлива (АНЗ). АНЗ необходим на самолете для того, чтобы гарантировать завершение полета в следующих обстоятельствах:

1) Во время полета может произойти отклонение от маршрута (например, огибался грозовой фронт), дул встречный ветер, возник дополнительный расход топлива (например, из-за повышенной температуры воздуха).

Указанные факторы учитываются увеличением потребного запаса топлива, на 5% или, что примерно то же самое, увеличением дальности на 5%; (ΔLпр =0.05 Lпр)

2) Должна быть учтена возможность того, что посадочная полоса будет занята другими самолетами, заходящими на посадку, и придется ждать своей очереди.

Нормативные документы АП или ФАР определяют это время равным 30 мин. То есть, должен быть учтен дополнительный запас топлива на 30 минут (0.5 часа) полета. ΔLпр=Vкр х 0.5

3) Аэродром посадки закрыт (например, из-за тумана) и нужно лететь на запасной аэродром.

Нормативные документы определяют стандартное расстояние до запасного аэродрома равным ΔLпр =370км (200 миль).

В общем случае запас топлива на полет Gтопл, включая АНЗ рассчитывается по схеме, приведенной на рис.2

В упрощенном виде АНЗ можно учесть увеличив практическую дальность полета из технического задания на расстояние, пролетаемое самолетом за 1час полета ( полчаса ожидания посадки и еще примерно полчаса для полета на 370км -расстояние до запасного аэродрома) +5% от практической дальности, заданной в ТЗ, для компенсации непредвиденных обстоятельств (например, на отклонение от маршрута) +100км на нестационарные участки при полете на запасной аэродром. Эту величину мы принимаем меньше, чем для крейсерского полета, поскольку высота полета на запасной аэродром меньше высоты крейсерского полета и потери на набор высоты меньше. (100км вместо 200км)

Таким образом, возможная дополнительная дальность полета, на которую расходуется АНЗ примерно равна:

Lанз≈ 0,05Lпр +Vкр х 1 час +100 км (12)

Расчетное значение дальности L, используемое в (11) может быть определено по следующей формуле:

(Расчетная формула)

L=Lпр+Lнест+Lанз, (13)

где Lнест=200 км, Lанз определяется по формуле (12), Lпр- практическая дальность из технического задания

Численное значение L из формулы (13) подставляем в (11). Полученную из (11), величину запаса топлива подставляем вместе с вычисленными выше значениями остальных членов в уравнение (6).

Таким образом, определено первое приближение взлетной массы самолета.

Для последующего уточнения Gо необходимы более детальные методы. Например, существует ряд методик для расчета веса конструкции не по статистике, а в зависимости от параметров самолета