Методика расчета весового, масса взлетная, тяговооруженность, нагрузка удельная на крыло, формула статистическая, масса относительная, масса абсолютная, уравнение существования, сводка весовая (стр. 12 из 39)

В соответствии с результатами, представленными в ПРИЛОЖЕНИЯХ А, Б, В методика Егера позволяет получить следующие значения тяговооруженности: для проекта по прототипу Ту-154

0,375. Для данного проекта критическим условием является обеспечение дистанции разбега, в соответствии с которым тяговооруженность определяется выбранной удельной нагрузкой на крыло. Выше было указано, что для данного проекта было получено завышенное значение нагрузки на крыло, следствием чего явилось высокое значение тяговооруженности. Для проекта по прототипу Ту-204 0,322, критическим условием является отказ двигателя при наборе высоты. Для проекта по прототипу Ил-96-300 0,331, критическим условием является обеспечение длины разбега, и, аналогично проекту по прототипу Ту-154, причиной завышенной оценки тяговооруженности стала высокая удельная нагрузка на крыло.

На основе проведенного анализа можем сделать вывод, что методика Егера позволяет получить приемлемые значения тяговооруженности, хотя и несколько завышенные вследствие нереально высоких статистических коэффициентов максимальной подъемной силы во взлетно – посадочных условиях. Данный пункт методики Егера требует корректировки.

Методика Торенбика дает несколько заниженные результаты: для проекта по прототипу Ту-154

0,261; для проекта по прототипу Ту-204 0,286; для проекта по прототипу Ил-96-300 0,239. Для проекта по прототипу Ил-96-300 критическим условием является обеспечение крейсерского полета, для проектов по прототипам Ту-154 и Ту-204 - отказ двигателя при наборе высоты. Причины несоответствия расчетных величин реальным в данной методе очень трудно поддаются анализу, т.к. формулы содержат огромное количество коэффициентов и величин, значения которых были получены на основе обработки статистических данных. Недостатки подобного подхода были указаны выше.

В соответствии с методикой Реймера также получаем несколько заниженные значения тяговооруженности: для проекта по прототипу Ту-154

0,283, для проекта по прототипу Ту-204 0,3, для проекта по прототипу Ил-96-300 0,277. Критическим условием во всех случаях является обеспечение крейсерского полета. Низкие результаты не могут быть объяснены заниженной оценкой удельной нагрузки на крыло, о которой говорилось в 2.1.1. Из результатов, представленных в ПРИЛОЖЕНИИ Ж, видно, что при расчете с более высокой удельной нагрузкой (без учета крейсерского режима) значение тяговооруженности по условию набора высоты при отказе двигателя, которое зависит от величины удельной нагрузки на крыло, все равно остается ниже, чем в соответствии с требованиями к крейсерскому полету.

На основе проведенного анализа можем сделать вывод, что наиболее приемлемую и стабильную оценку тяговооруженности дает методика Егера.

2.2.3 Выводы о результатах определения основных параметров проектируемых самолетов

Проведенный анализ свидетельствует о том, что методика Торенбика позволяет получить несколько заниженные значения удельной нагрузки на крыло. Относительно методики Реймера подобное утверждение справедливо с оговорками, которые были указаны выше. С учетом того, что значения тяговооруженности для данных методик также получаются низкими, можно сделать вывод, что рассматриваемые подходы дают заниженную оценку основных параметров самолета.

Данные факты крайне нежелательны на этапе первоначального проектирования, особенно с учетом той закономерности, что в процессе доводок масса самолета, как правило, увеличивается. Таким образом, выбранные двигатели могут оказаться недостаточными для выполнения всех установленных ТТТ к проекту самолета. С одной стороны, низкие значения тяговооруженности ведут к снижению массы силовой установки, но, с другой стороны, высокая тяговооруженность обеспечивает возможность уменьшения режима работы двигателей после взлета, что снижает шум в районе аэропорта. Кроме того, высокая тяговооруженность позволяет получить более быстрый набор высоты и меньшие потери в расходе топлива на этом режиме, а также возможность полета на больших высотах.

Низкая удельная нагрузка на крыло ведет к увеличению размеров и массы самолета, но в результате увеличения нагрузки на крыло ухудшаются взлетно-посадочные характеристики проекта. Для габаритных дальнемагистральных самолетов типа Ил-96-300 увеличение удельной нагрузки на крыло является необходимостью с целью преодоления закона «квадрата и куба», так как, при сохранении уровня напряжений в конструкции и при неизменной нагрузке на крыло масса конструкции крыла увеличивалась бы пропорционально кубу коэффициента увеличения геометрических размеров крыла. Уменьшение массы крыла в данном случае возможно через увеличение удельной нагрузки на крыло.

На основании проведенного анализа делаем вывод, что наиболее оптимальной методикой для оценки основных параметров самолета является методика Егера, которая позволяет получить приемлемые результаты и в должной степени учесть особенности проектируемых самолетов. Для данной методики следует отметить необходимость корректировки статистических значений коэффициентов максимальной подъемной силы во взлетно – посадочных условиях.

2.2.4 Определение взлетной массы в первом приближении

Результаты расчетов взлетной массы первого приближения представлены в ПРИЛОЖЕНИЯХ А, Б, В.

Для первоначальной оценки взлетной массы самолета в соответствии с методикой Егера необходимо определение относительных масс конструкции самолета, силовой установки, оборудования и топливной системы. Для нахождения данных величин используется статистика, представленная в /1/, или статистические формулы (1.1.16 – 1.1.19). Исходя из опыта выполнения курсовых работ, а также данной дипломной работы, можно сделать вывод, что для некоторых типов самолетов, в частности для тяжелых дальнемагистаральных, данные формулы не способны дать верный результат. Например, относительная масса топливной системы для проекта по прототипу Ил-96-300 при расчете по формуле 1.1.19 составляет 0,58, из чего следует вывод, что существование самолета с заданными параметрами невозможно. Также ошибочные результаты дает формула для определения относительной массы оборудования (см. ПРИЛОЖЕНИЕ Б, Таблица Б.5). Таким образом, данные статистические формулы требуют уточнения и корректировки. В соответствии с методикой Егера взлетная масса проекта по прототипу Ту-154 составляет 82500 кг, проекта по прототипу Ту-204 – 96732,2 кг, проекта по прототипу Ил-96-300 – 201639,4 кг. Результаты расчетов имеют правдоподобные значения, но взлетная масса проекта по прототипу Ту-204 несколько превышает значение взлетной массы реального Ту-204 (94000 кг). Данное завышение явилось следствием завышенной статистической оценки относительной массы конструкции, которая в соответствии с рассматриваемой методикой превышает 30%.

Для проекта по прототипу Ил-96-300 первоначально установленные двигатели ПС-90А не достаточны для удовлетворения требований к проекту. Данный факт явился следствием завышенной оценки тяговооруженности, о которой упоминалось выше. Для проекта по прототипу Ил-96-300 предусматривается установка двигателей Роллс – Ройс RB211-22, у которых взлетная тяга равна 19050 даН, а удельный расход топлива на крейсерском режиме равен

0,61 кг/кгс*час. Высокий удельный расход топлива ведет к увеличению массы топлива, расходуемой на полет.

Характеристики рассматриваемых в данной дипломной работе двигателей представлены в ПРИЛОЖЕНИИ К.

В методике Торенбика для определения взлетной массы в первом приближении также используется статистика: массу несъемного оборудования для всех транспортных самолетов принимают равной 500 кг, а масса пустого самолета определяется размерами фюзеляжа по статистической зависимости, представленной в /4/. Расчет относительной массы топлива ведется в соответствии с уравнением Бреге.

По данной методике были получены следующие величины взлетной массы: для проекта по прототипу Ту-154 взлетная масса равна 74921,8 кг, для проекта по прототипу Ту-204 – 75659,6 кг, для проекта по прототипу Ил-96-300 – 195190,7 кг. Мы видим, что расчетные значения взлетной массы несколько меньше реальных, что можно объяснить заниженной оценкой относительной массы топлива, которая имеет место в данной методике.

В соответствии с методикой Реймера взлетная масса в первом приближении для проекта по прототипу Ту-154 составляет 81031,8 кг, для проекта по прототипу Ту-204 – 77526,5 кг, для проекта по прототипу Ил-96-300 – 225279,3 кг. В соответствии с рассматриваемой методикой для определения взлетной массы самолета необходима оценка относительной массы топлива на основе коэффициентов массы самолета на различных этапах полета, а также оценка относительной массы пустого снаряженного самолета по статистической формуле (1.3.14). Метод оценки массы топлива с помощью коэффициентов массы дает весьма реалистичные результаты и позволяет учесть специфичные требования к профилю полета и продолжительности режима ожидания, кроме того, он очень прост и удобен в применении. Статистическая формула для оценки относительной массы пустого самолета дает завышенные результаты для тяжелых дальнемагистральных самолетов, что ведет к большому расхождению между значениями взлетных масс в первом и втором приближениях. Например, для проекта по прототипу Ил-96-300 относительная масса пустого снаряженного самолета в первом приближении составляет 0,4917, а при расчете во втором приближении эта величина получается равной 0,4713. В результате завышения относительной массы пустого самолета величина взлетной массы проекта по прототипу Ил-96-300 превышает реальную взлетную массу самолета Ил-96-300. Таким образом, данная формула требует уточнения и корректировки.