Методика расчета весового, масса взлетная, тяговооруженность, нагрузка удельная на крыло, формула статистическая, масса относительная, масса абсолютная, уравнение существования, сводка весовая (стр. 21 из 39)

В соответствии со сделанными выводами в данной дипломной работе предлагается комбинированная методика расчета самолета, которая включает в себя оценку основных параметров проектируемых самолетов в соответствии с методикой Егера и расчет взлетной массы самолетов в первом и втором приближениях по методике Реймера.

Результаты расчетов рассматриваемых трех проектов самолетов позволяют сделать следующие выводы: комбинированная методика позволяет получить приемлемые значения удельной нагрузки на крыло и тяговооруженности, а также достаточно точные значения масс конструкции и силовой установки. Масса оборудования в два и более раза меньше реальных значений. Возможно, методика Реймера наиболее объективно отражает современные тенденции к миниатюризации оборудования и совершенству технологий производства и установки систем управления с учетом необходимости уменьшения их массы, хотя, безусловно, это требует значительных финансовых вложений.

Применение комбинированной методики позволяет говорить о некотором усовершенствовании процесса проектирования самолета. Во-первых, новая методика предлагает использование более подробного весового расчета с применением более совершенных статистических равенств, тем самым, исключая недостатки подхода Егера, используемого ранее. Сравнение статистических формул методики Егера и Реймера некорректно, так как методика Егера предполагает расчет относительных масс, а методика Реймера – абсолютных. Тем не менее, из результатов расчетов видно, что методика Реймера, а, следовательно, и новая комбинированная методика, позволяет получить точные результаты для всех проектируемых самолетов, в то время как методика Егера для проекта по прототипу Ил-96-300 дает явно заниженные результаты по массе крыла.

Точность весовых расчетов на ранних стадиях проектирования играет решающую роль для дальнейшего развития проекта. Завышение проектного значения массы приводит к перетяжелению конструкции, а ее занижение может затянуть процесс создания самолета вследствие потребного усиления конструкции и, возможно, лишить самолет перспективы модификаций. Исходя из результатов, указанных в ПРИЛОЖЕНИИ Л, а также на основе диаграмм, представленных в графической документации к данному дипломному проекту, делаем вывод, что методика Реймера и комбинированная методика позволяют получить наиболее точные и стабильные результаты для всех трех проектируемых самолетов.

Тем не менее, на основе результатов данной дипломной работы можем сделать вывод о необходимости дальнейшего совершенствования процесса проектирования на этапе определения взлетной массы самолета в первом приближении. Заимствованное из методики Реймера статистическое экспоненциальное равенство для оценки относительной массы пустого самолета предназначено для расчета по всем магистральным самолетам. В данной дипломной работе было показано, что диапазон магистральных самолетов слишком велик для того, чтобы получить точные результаты. Таким образом, данное статистическое уравнение необходимо рассмотреть для отдельных диапазонов взлетных масс магистральных самолетов: легкие, средние, тяжелые.

В данной дипломной работе были проведены расчеты, подтверждающие важность проблемы снижения массы самолета с экономической точки зрения. Как показали расчеты раздела 6, стоимость проектов в соответствии с комбинированной методикой меньше, чем при проектировании по методике Егера, Торенбика и Реймера даже с учетом некоторого увеличения стоимости вследствие новизны предлагаемых методов.

Также в данной дипломной работе была рассмотрена важность уменьшения массы самолета с точки зрения обеспечения охраны окружающей среды, особенно с учетом тенденции в настоящее время к ужесточению требований к количеству выбросов и уровню шума двигателей самолетов. Проекты, созданные в соответствие с новой комбинированной методикой позволяют уменьшить экологическую нагрузку, так как объективно требуют меньшее количество топлива и позволяют использовать двигатели меньшей мощности, а, следовательно, уменьшить уровень шума (в данном случае корректно говорить о подобных конструкциях двигателей одного поколения).

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ СОКРАЩЕНИЙ

ВО – вертикальное оперение;

ГО – горизонтальное оперение;

ТРД – турбореактивный двигатель;

ТРДД – двухконтурный турбореактивный двигатель;

ТТТ – тактико-технические требования.

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ОБОЗНАЧЕНИЙ

скорость звука, м/с;

коэффициент статического момента горизонтального оперения;

коэффициент статического момента вертикального оперения;

средняя аэродинамическая хорда крыла, м;

длина концевой хорды крыла, м;

длина корневой хорды крыла, м;

максимальная ширина фюзеляжа, м;

относительная толщина крыла в корневой части;

относительная толщина крыла в концевой части;

коэффициент лобового сопротивления;

коэффициент лобового сопротивления при 0;

коэффициент индуктивного сопротивления;

коэффициент аэродинамической подъемной силы;

удельный расход топлива двигателя, кг/кгс*час;

диаметр фюзеляжа, м;

коэффициент Освальда;

коэффициент трения, коэффициент безопасности;

ускорение свободного падения, м/с²;

высота полета, м (если нет специальных оговорок);

максимальная высота фюзеляжа, м;

аэродинамическое качество;

размах крыла, м;

размах вертикального и горизонтального оперения соответственно, м;

длина фюзеляжа, м;

дальность полета, км;

плечо вертикального и горизонтального оперения соответственно, м;

длина разбега, м;

максимальная дальность полета, км;

М – число М полета;

степень двухконтурности ТРДД;

взлетная масса самолета, кг;

масса двигателя (сухого), кг;

масса какой-либо части (агрегата) самолета, кг;

посадочная масса самолета, кг;

масса пустого самолета при поставке, кг;

относительная масса какой-либо части (агрегата) самолета;

количество двигателей на самолете;

коэффициент расчетной перегрузки;