Введение.
По оценке специалистов потребность в нефтяных продуктах в последнее время опережает рост их производства .Добыча сырой нефти на данный момент вышла на максимальный уровень и в дальнейшем будет снижаться. В США потребность транспортной авиации в топливе возросла к 2000 году в 10 раз по сравнению с 1975 годом. С такой динамикой потребления углеводородных топлив, запасов нефти в мире хватит на ближайшие 40-60 лет.
Так же перед человечеством стоит вторая проблема — это уменьшение вредных выбросов в атмосферу.
В связи с этим, в нашей стране и за рубежом проводятся исследования и оценка перспектив применения альтернативных топлив. В качестве таких топлив рассматриваются сжиженные криогенные топлива: сжиженный водород и сжиженный природный газ(СПГ).
Наиболее перспективен, на данный момент, СПГ. Так как его запасы в нашей стране составляют более 40% мировых. В дальнейшем, используя опыт применения СПГ, мы сможем перейти на водород, запасы которого не ограничены.
Природный газ используется в производстве и быту, в нашей стране существует развитая система газопроводов, поэтому затраты на реорганизацию системы снабжения аэродромов топливом будут незначительны.
Сравнение характеристик самолёта, работающего на СПГ, с обычным самолётом на керосине, показывает, что даже при некотором ухудшение лётно-технических характеристик самолёт на СПГ обладает значительным преимуществом. Так, например, для самолёта ИЛ-86 установка двух двигателей НК-62М, работающих на СПГ, и двух подвесных баков позволит при постоянной дальности снизить взлётную массу на 25 т, увеличить дальность полёта на 600 км, экономив при этом 38 т керосина, израсходовав при этом 19 т СПГ.
На этапе внедрения СПГ , необходимо предусмотреть возможность работы двигателя на СПГ и керосине. Так как на первом этапе будет мало аэропортов, оборудованных средствами заправки.
Возможность широкого внедрения криогенного топлива в авиации во многом определяется проблемой экологии. Применение жидкого водорода или СПГ позволяет значительно уменьшить количество вредных веществ, выбрасываемых в атмосферу в продуктах сгорания ГТД, по сравнению с керосином. Проблема решается путём организации необходимого для этой цели процесса в камере сгорания как традиционной конструкции, так и модернизированной. При использовании СПГ отсутствует выделение сажи, аэрозолей, альдегидов, одорантов, а с учётом более высокой теплотворности СПГ и применением конвертации традиционной камеры сгорания, применение СПГ позволяет снизить выброс оксидов азота в 1,5-2 раза.
Таким образом, поскольку увеличение вредных выбросов в атмосферу, связанное с растущим потреблением традиционного реактивного топлива, сильно ухудшает экологическую обстановку, требуются альтернатива углеводородному топливу. Такая альтернатива жидкий водород и СПГ.
1. Разработка и обоснование тактико-технических требований.
1.1 Назначение ЛА и решаемые им задачи.
Военно-транспортная авиация предназначена :
- для десантирования воздушных десантов;
- для перевозки по воздуху на большие расстояния войск, вооружения, материальных средств;
- обеспечения манёвра войск ;
- ведения РЭБ;
- выполнения специальных задач.
Военно-транспортная авиация является оперативным объединением ВВС и реализует своё основное предназначение в составе подразделений, частей и соединений в простых и сложных метеоусловиях, при продиводействии ПВО и средств радиоэлектронной борьбы противника.
Свои задачи военно-транспортная авиация выполняет парашютным, парашютно-посадочным, посадочным и беспарашютными способами.
Парашютный способ применяется при десантировании воздушных десантов, доставке войскам вооружения, боеприпасов. Парашютным способом десантируются личный состав и боевая техника, с применением специальных парашютных систем и десантно-транспортного оборудования.
Посадочный способ используется при выполнении большинства основных задач. При посадочном способе необходимо зоблаговременно обеспечить наличие наличие подготовленных аэродромов.
Парашютно-посадочный способ применяется при десантировании крупных воздушных десантов и предусматривает на первом этапе выброску парашютной группы, а на втором используется посадочный способ.
Безпарашютный способ используется при доставке войскам отдельных видов грузов, материальных средств в специальной упаковке без использования парашютов. При этом выброска осуществляется с минимально возможных высот на равнинные участки местности.
Учитывая, сложившуюся геополитическую обстановку в нашей стране основной задачей военно-транспортной авиации на данный момент является перевозка материальных средств на большие расстояния, следовательно проектируемый ЛА должен иметь большую дальность полёта при максимальной нагрузке.
1.2 Характеристики ПВО вероятного противника.
Наибольшее развитие система ПВО получила на европейском ТВД. Она состоит из зональной системы ПВО, ПВО войск первых эшелонов и ПВО объектов.
Основными средствами ПВО, которые придётся преодолевать военно-транспортной авиации, являются комплексы ПВО стран НАТО и США. Перечень их основных ТТХ приведены в таблицах.
ЗРК большой дальности .
Наименование комплекса
Стартовый вес, кг
Дальность
км
Высота перехвата,
М
Число М
Система наведения
«Хоук»
(США)
625
40
30-18000
2,5
Радиолокационная полуактивная
«Патриот»
(США)
1000
80
30-25000
3,0
Радиокомандная+ радиолокационная рентрасляционная
ЗРК малой дальности
Наименование
Стартовый вес, кг
Дальность,
км
Высота перехвата,м
Число М
Система наведения
«Ред Ай»
(США)
8,2
3,5
До 2500
2,0
Инфракрасная
«Стингер»
(США)
10
5,5
4800
2,0
Инфракрасная
Всеракурсная
«Чепарел»
(США)
84
6-8
15-3000
2,5
Инфракрасная
«Рапира»
(Великобритания)
42,5
0,5-7
3000
>2.0
Радиокомандная полуавтоматическая
«Кроталь»
(Франция)
85
8,5
50-3500
2.3
Радиокомандная автоматическая, телевизионная
«Роланд-2»
(ФРГ,Франция)
6
15-5500
«Индиго»
(Италия)
120
1-10
15-5000
2.5
Радиокомандная
«Блоупайп»
(Великобритания)
Зенитная артиллерия
Наменование
Дальность стрельбы, м
Досягаемость по высоте, м
Скоростельность, выс/мин
Максимальная скорость цели, м/с
Боекомплект
Гепард
(США)
4000
3000
2х550
475-500
700
Вулкан
(США)
1000-1500
1200
3000
250-300
4000
“Бофорс” L-70
(Швеция)
3000
3000
120
250-300
400
Mk20 Rh202
(ФРГ)
600-1200
1200
2х900
300-350
---
Истребители ПВО
Тип самолёта
Мираж 2000
F-16
F-15
«Торнадо»
Максимальная скорость
На большой высоте км/ч
на малой высоте км/ч
2350
1400
2100
1400
2650
1450
2330
1480
Практический потолок,м
20000
18000
19000
15000
Скороподъёмность на малых высотах, м/с
250
300
300
170
Максимальная эксплуатационная перегрузка
9
9
9
7,5
Тактический радиус без ПТБ, км
1150
630
700
Дальность обнаружения цели с ЭПР 1м^2, км
60
30
90
70
Управляемые ракеты “воздух-воздух”
Супер Матра,
Сайдвиндер
Маджик
Сайдвиндер
AMRAAM
Сперроу
Сайдвиндер
AMRAAM
Скай Флэш
Сайдвиндер
AMRAAM
Пушечное вооружение
Дефа554
30мм
Вулкан
6 ств.
20 мм
Вулкан 6 ств
20мм
Маузер 27мм
По взглядам командования НАТО в ближайшем будущем наиболее приемлемой будет оставаться зонально-объектовая ПВО, основными объектами которой являются объектовые группировки средств ПВО, прикрывающие наиболее важные объекты и зональная система, созданная на основе имеющихся сил и средств ПВО, входящих как в состав сухопутных войск, так и в состав ВВС стран НАТО.
Взаимодействие между различными средствами ПВО осуществляется по зонам и времени действия. Рассмотренные силы и средства ПВО действуют, придерживаясь следующего принципа распределения зон по высотам:
- менее 100 м. –подразделения зенитной артиллерии и ЗРК малой дальности, действующие в составе боевых порядков сухопутных войск;
- в диапазоне высот 100-5000 м. –войсковые средства ПВО типа ЗРК «Ролланд», а в их отсутствие ЗРК «Хок»;
- в диапазоне высот 5000-11000 м. –ЗРК «Хок», «Петриот»;
- на высотах более 11000 м. –ЗРК «Петриот».
При проведении десантных операций военно-транспортные самолёты не преодолевают ПВО противника, а действуют в коридорах, где подавлено ПВО. Также они сопровождаются самолётами прикрытия и самолётами РЭБ. Но так как ВТС придётся действовать в глубоком тылу противника надо учитывать, что ему придётся преодолевать ПВО объектов и на обратном пути возможно восстановленные передовые ПВО. Так же, учитывая опыт ведения локальных войн на проектируемый летательный аппарат на режимах взлёта и посадки могут воздействовать переносные ракетные комплексы ПВО типа «Стингер» и ствольные зенитные комплексы типа «Вулкан».
1.3. Основные тактико-технические данные летательных аппаратов аналогичного назначения.
В данное время, наблюдая за развитием военно-транспортной авиации в России и США, можно выделить некоторые тенденции развития летательных аппаратов данного типа:
- увеличение максимальной десантной нагрузки и номенклатуры перевозимых грузов;
- улучшение взлётно-посадочных характеристик за счёт применение новых силовых установок, применения реверсивных устройств, улучшенной механизации крыла;
- увеличение дальности полёта с заданной полезной нагрузкой;
- совершенствование бортовых средств навигации, связи и пилотирования;
- улучшение эксплуатационных свойств(автономность, эксплуатационная технологичность).
Рассмотрим в приведённой ниже таблице тактико-технические данные эксплуатируемых в США и в нашей стране военно-транспортных самолётов.
Ан-124
Ил-76МД
Ил-76МФ
Ан-70
С-141В
С-17А
С-5 В
Нормальная взлетная масса, кг
360000
170000
190000
115000
136000
125000
320000
Максимальная взлётная масса , кг
405000
190000
210000
125000
170000
140000
350000
Масса целевой нагрузки, кг
150000
50000
53000
30000
43000
78000
118000
Vmax, км/ч
865
850
880
750
910
900
920
Тяга двигателей
4х23,4 т
4х12 т
4х16 т
4х13 т
4х93,4 кН
4х181 кН
4х191,2 кН
Дальность с max нагруз., км
4500
3050
5200
5530
4700
4700
5000
Практич. Потолок , км
12
12
12
9,6
12,7
13,7
10,1
Max дальность,км
16500
7300
9700
7250
10000
10400
10300
Размах крыла, м
73,2
50,5
50,8
44,06
48,7
51,76
67,88
Длина с-та, м
69,1
46,59
53,2
40,25
51,8
53,03
75,54
1.4. Обоснование основных тактико-технических требований.
1.4.1. Обоснование массы целевой нагрузки.
Максимальную массу десантной нагрузки будем назначать из условий тенденций развития техники сухопутных войск Вооружённых Сил. Так как проектируемый ЛА должен перевозить всю номенклатуру грузов и техники ВДВ и 70% грузов сухопутных войск, примем максимальную массу десантной нагрузки равной 50 тоннам.
mдн max=50000 кг.
1.4.2.Обоснование дальности полёта .
В связи с сокращением численности ВС и с возросшим количеством локальных войн, при которых придётся перебрасывать отдельные части и соединения в районы конфликтов. Поэтому принимаем максимальную дальность полёта с максимальной десантной нагрузкой 5000 км, перегоночную дальность полёта 12000 км. Типовые профили полёта для проектируемого ЛА приведём ниже:
1.4.3. Расчётный режим полёта.
Примем на расчётном режиме Нкрейс=10 км, Мкрейс=0,75.
Высота выбрана из условий выполнения боевой задачи, при выполнении которой ПВО большой дальности подавлено, а возможны воздействия переносных ЗРК и ствольных ЗК, так как высота перехвата данных ЗК составляет 6 км.
Число М выбрано из условий оптимальной массы крыла, так как с его увеличением придётся увеличить стреловидность и уменьшать относительную толщину.
1.4.4. Взлётно-посадочные характеристики.
Проектируемый ЛА должен взлетать с аэродромов первого класса, а также с грунтовых аэродромов с прочностью грунта не менее 5 кг/см2. Приведём требуемые ВПХ:
БВПП: Vотр=280 км/ч; Vпос=220 км/ч; Lр=1300 м; Lпр=1300 м.
ГВПП:Vотр=260 км/ч; Vпос=220 км/ч; Lр=1300 м; Lпр= 1300 м.
1.4.5. Габариты грузовой кабины.
Проектируемый ЛА должен перевозить до 70% номенклатуры ВС РФ и всю технику ВДВ. Самый новый на данный момент танк в ВС – Т-90, исходя из этого габариты грузовой кабины должны позволять разместить танк и закрепить его. Так как ширина танка составляет 3,6 м, а на швартовку танка необходимо по 20 см с каждого борта, ширину кабины возьмём 4 м.
Из условия десантирования целого подразделения(125 человек при парашютном и 225 человек при посадочном десантировании ),примем габариты грузовой кабины 4х3,4х30,2 м.
1.5. Определение массы экипажа, оборудования, вооружения, нагрузки.
Экипаж возьмём 6 человек. mэ=720 кг.
Оборудование используемое на ЛА, возьмём оборудование самолёта ИЛ-76.
Пилотажное оборудование.
Наименование
Тип
Кол-во
Масса,кг
Система автоматического управления
САУ-1Т-2Б
1
270
С-ма улучшения устойчивости и упр-ти
СУУУ
1
130
Система штурвального управления
СШУ
1
140
Система програмной выработки топлива
СПУТ4-1
1
30
Информационный комплекс высотно-скоростных параметров
ЦКВСП-1-7
1
40
Центральная гировертикаль
ЦГВ-10П
1
20
Аппаратура объективного контроля
АОК
1
40
Масса пилотажного оборудования
710 кг
Пилотажное оборудование
Наименование
Тип
Кол-во
Масса,кг
Авиагоризонт резервный
АГР-74В
1
Прибор командно-пилотажный
ПКП-77П
2
Прибор навигационный плановый
ПНП-72
4
Вариометр
ВР-30МК
1
Высотомер
ВМ-15К
1
Указатель числа М
МС-1К
1
Масса приборного оборудования
110 кг
Навигационное оборудование
Наименование
Тип
Кол-во
Масса,кг
Цифровая вычислительная машина
ЦВМ-20-8К
2
50
Инерциальная нав система
И-11
2
80
Пульт управления, блоки связи
---
---
110
Масса навигационного оборудования
350 кг
Электрооборудование
Наименование
Тип
Кол-во
Масса,кг
Система переменного 3-х фазного тока
ГТ60П46А
4
55
Привод постоянных оборотов
РППО-30КП
4
17
Генератор синхронный
ГС-12ТО
1
31
Генератор
ГТ40ПУС
1
38
Статический преобразователь
ВУ-6А
4
5
Стат преоб-ль в переменный 3-х фазный ток
ТС320СО4А
1
7
Эл.магнитный преобразователь однофазный
ПО-750А
1
15
Эл.магнитный преобразователь 3-х фазный
ПТ-125
1
5
Аккумуляторная батарея
20НКБН-25
4
24
Масса электрооборудования
500 кг
Кислородное оборудование
Наименование
Тип
Кол-во
Масса,кг
Газификатор жидкого кислорода
УГК-90
4
50
Универсальный шаровой кислородный балон
УБШ 25/150
10
60
Масса кислородного оборудование
800 кг
В состав авиационного оборудования входит МСРП-64 массой 30 кг.
Масса авиационного оборудования:
mΣao=1,15(mпо+mпро+mHo+mэо+mko+mok)=1,15(710+110+350+500 +800+30)=2800 кг.
Масса РЭО.
N п/п
Наименование
Масса,кг
1
Радиостанция Р-802 ВА
35
2
Радиостанция Р-832 М
40
3
Радиостанция Р-847 ЭТ
45
4
Радиоприёмник Р-876 А и передатчик «Пеленг»
35
5
Самолётный магнитофон МС-61(2 шт)
10
6
Аварийная радиостанция Р-861
30
7
Самолётное переговорное устройство СПУ-8
5
8
Речевой информатор РИ-65 (2 шт)
6
9
Аппаратура дальней навигации А-711
25
10
Аппаратура ближней навигации РСБН-7
40
11
Аппаратура Курс-МП-2
40
12
Радиокомпас АРК-15 (2 шт)
35
13
Аппаратура ДИСС-013
30
14
Аппаратура АРК-У2 и Р-852
25
15
Радиовысотомер РВ-5 (2 шт)
20
16
Изделие «Ф»
50
17
Изделие «153»
85
18
Изделие СЗМ
10
19
Изделие СОМ-64
25
20
Изделие 0-23М
25
21
Аппаратура подсистемы КП-1
250
22
Аппаратура подсистемы КП-2А
350
23
Аппаратура подсистемы КП-3А
250
24
Аппаратура КП-4
40
25
Аппаратура КП-5
50
26
Аппаратура КП-7
45
27
Аппаратура А-811
85
Общая масса РЭО 1686 кг
Учитывая массу кабельной сети как 30% от общей массы и массу креплений как 10% получим :
mрэо=1686+169+505= 2360 кг.
Масса ДТО 3600 кг.
Получим массу m эовн=mэ+mao+mрэо+mдто+mдн=720+2910+2360+
+3600+50000=59590кг.
2. Обоснование тактико-технических характеристик.
2.1.Обоснование перехода на СПГ.
Проблема перехода на криогенные топлива стоит уже несколько лет и обусловлена тем, что в мире иссякают запасы нефти и возникла сложная экологическая обстановка, вызванная выбросами в атмосферу продуктов сгорания углеводородных топлив. Криогенные топлива способны убрать эти проблемы. Производство и применение СПГ дешевле и экологически чище по сравнению с керосином, а так же СПГ лучше керосина и по другим показателям.
Проведём сравнение физических и теплофизических свойств керосина и СПГ.
По техническим условиям СПГ состоит из : метана –92%, азота-1,5% , этана-4% , пропана и других углеводородов 2,5% , примеси сероводорода и меркаптановой серы –0,005%.
Параметр
Керосин
СПГ
Температура кипения при давлении 1атм,К
400…590
111
Температура замерзания при давлении 1 атм, К
213…223
91
Плотность жидкого топлива(при температуре,К),кг/м^3
775…840 (293)
422
(111)
Плотность твёрдого топлива (при температуре, К) кг/см^3
---
452
(91)
Теплота сгорания , МДж/кг
43
50
Эноргоёмкость жидкого топлива МДж/м^3
33250
20594
Теплопроизводительность МДж/кг
2,72
2,75
Калориметрическая температура , К
2400
2316
Нормальная скорость пламени , м/с
0,4
0,34
Пределы горения
- по составу смеси ,α
- по объёмной доле в воздухе, %
0,4…1,8
1,5…7,8
0,59…1,99
5…15
Температура самовоспламенения, К
500
815
Удельная теплота сгорания керосина примерно равна 43 МДж/кг , а удельная теплота сгорания СПГ 50 МДж/кг , что позволяет снизить удельный расход топлива. Это позволит для одного и того же запаса топлива на борту увеличить дальность полёта.
Так же можно использовать хладоёмкость СПГ , которая в более чем в 3 раза выше чем у керосина. СПГ можно использовать для охлаждения лопаток турбины, что позволит снизить потери на отбор воздуха для охлаждения, а это повысит эффективность силовой установки.
Но при применении СПГ можно столкнутся со следующими проблемами. Так как плотность СПГ практически в 2 раза меньше плотности керосина, необходимо увеличивать объём топливного бака для сохранения той же дальности полёта. Увеличение объёма топливного бака приведёт к уменьшению аэродинамического качества.
Вторая проблема это обеспечение мер пожаро и взрывобезопасности , так как СПГ являются летучими веществами и более взрывоопасны, чем керосин.
Следовательно, учитывая все недостатки и преимущества СПГ, а так же состояние экономики России, геополитической обстановки, запасов ресурсов, переход на СПГ необходим и целесообразен.
2.2.Обоснование аэродинамической схемы.
Примем за аэродинамическую схему проектируемого ЛА, аэродинамическую схему военно-транспортного самолёта ИЛ-76.
ПЛА представляет собой свободонесущий моноплан нормальной схемы с высокорасположенным крылом большого удлинения λ=8,5 и умеренной стреловидностью χ0,25=25% однокилевым Т-образным хвостовым оперением. Оснащён четырмя ДТРД, расположенными в мотогондолах, расположенных под крылом.
Верхнее расположение крыла позволяет ролучить ряд преимуществ по сравнению с низкопланом:
- более высокое значение аэродинамического качества из-за благоприятного обтекания стыка крыла и фюзеляжа;
- большее значение Су за счёт положительной интерференции крыла с фюзеляжем;
- размещение грузового люка на необходимой высоте;
- относительно большое расстояние от двигателей до ВПП (снижает количество посторонних предметов, попавших в работающий двигатель).
Крыло имеет геометрическую крутку(max угол закрутки концевых сечений консолей составляет 3º) и аэродинамическую крутку, состоящую в том, что относительная кривизна профиля увеличивается с 0,8% вблизи фюзеляжа до 0,2% в концевых сечениях крыла.
С целью получения высоких значений коэффициентов подъёмной силы на взлёте и посадке крыло оборудовано двухсекционными трёхщелевыми раздвижными закрылками, на носке каждого полукрылка пятисекционными предкрылками, что обеспечивает увеличению Су на 0,55, а αкр на 7º.
Для обеспечения приемлемых характеристик боковой устойчивости самолёта угол поперечного V консоли крыла равен -3º.
Относительная толщина профиля изменяется от 13% в корневой части до 10% в концевой части крыла. Уменьшение относительной толщины вдоль размаха крыла позволяет увеличить Мкр и уменьшению лобового сопротивления при больших скоростях.
По бортам фюзеляжа расположены обтекатели основных стоек шасси. Угол установки крыла относительно фюзеляжа выбран 3º, так как минимум сопротивления фюзеляжа достигается при угле атаки 3…4º. Удлинение фюзеляжа (λ=9) позволяет минимизировать лобовое сопротивление.
Установка Т-образного оперения позволяет увеличить эффективность стабилизатора по сравнению с низко расположенным стабилизатором (увеличение плеча и вынос ГО из зоны максимальных скосов за крылом) ГО выполнено управляемым и характеризуется стреловидностью χ0,25=30º, удлинением λ=4,8, сужением η=2,5. Вдоль всего размаха ГО расположен руль высоты .
Однокилевое ВО достаточно большой стреловидности (χ0,25=38º), что создаёт условия для безкризисного обтекания во всём допустимом диапазоне чисел М полёта.
Шасси ПЛА выполнено по трёх опорной схеме с двумя основными и одной носовой опорами. Основная опора состоит из двух стоек, на каждой из которых установлены четыре колеса. Передняя опора состоит из стойки, на которой установлено четыре колеса. Передняя стойка управляема.
На ПЛА планируется установка дополнительного топливного бака над фюзеляжем. Это даст прирост лобового сопротивления, которое необходимо учесть и просчитать.
Произведём расчёт коэффициента лобового сопротивления изолированного топливного бака.
Схо б=Сх тр+Сх дав
Примем Сх дав=0 , так как ПЛА планируется дозвуковым.
Схо б=Сх тр=СFH*Км*Кλ*Sпов/Sм б
Подсчитаем прирост лобового сопротивления самолёта за счёт установки дополнительного сопротивления :
ΔСх б= Схо б* Sм б/S= CFH*Kм*Кλ*Sпов/S;
Км и Кλ снимем с графиков:
Км=0,98 Кλ=1,1
Sпов= πdбlб ;
CFH=0,455/(lg Re)^2,58 , для 10^6Где V-скорость обтекания бака
n-вязкость воздуха на высоте
Re=225*27/0,000035=1,7*10^8
CFH=0,455/(lg 1,7*10^8)^2,58=0,001977
Cx0=k(Cx0+DCxб)=1,1(0,02+0,001977*0,98*1,1*3,14*27*dб/300)= 0,022+0,00066dб
При первом подсчёте xт будем считать, что лобовое сопротивление увеличивается на 15…20%, то есть Сх0=0,023.
2.3. Обоснование выбора силовой установки.
В качестве силовой установки для ПЛА возьмём двигатель типа ПС-90, так как он имеет малый относительный расход топлива, малый удельный вес, относительно большую тягу, а так же двигатель позволяет использовать сжиженный природный газ в качестве топлива.
Сравним характеристики двигателя ПС-90 с двигателями аналогичного типа.
ПС-90
Д-30КП
Д-36
Масса, кг
Рвзл ,кН
Суд
2.4. Определение массы ПЛА.
Определение массы ПЛА осуществляется с помощью уравнения существования Болховитинова. Взлётная масса ПЛА определяется как: m0=mэовн/(1-Σξi), где mэовн=64480 кг, ξi-относительная масса i-ого элемента ЛА.
Так как установкой дополнительного топливного бака мы вносим дополнительное сопротивление, необходимо провести ряд итераций для подсчёта относительной массы топлива.
1. Относительная масса топлива.
Определяется по формуле: ξт=кг[(1-exp(-gLгпСуд/КV))β+Δξт внсп]
Где кг=1,07 коэффициент учитывающий гарантийный запас топлива,
.β=0,96 коэффициен учитывающий облегчение самолёта
Δξт внсп=0,05 относительная масса топлива на взлёт, посадку, набор высоты, снижение.
2. Относительная масса планера.
Она расчитывается как: ξпл=ξф+ξкр+ξоп+ξш+ξб , где
-ξф- относительная масса фюзеляжа
-ξкр- относительная масса крыла
-ξоп- относительная масса оперения
-ξш- относительная масса шасси
-ξб- относительная масса устанавливаемого бака
1)относительная масса фюзеляжа
2).относительная масса крыла
3).относительная масса оперения
ξоп=кξкр, где к=mon/mkp=0,185 доля оперения.
4)относительная масса бака
ξб=mб/mo, mб=bбSб , bб=10 кг/м² масса 1 м² бака;
Sб- площадь поверхности бака.
3.Относительная масса силовой установки.
.ξcy=кдвγдвμg+ξтс
кдв=1,37 учитывает превышение массы СУ над массой ГТД;
γдв=0,02 относительная масса двигателя;
ξтс=0,03ξб
4.Потребная тяговооружённость из условия разбега с ГВПП:
μ=
5.Потребная тяговооружённость из условия крейсерского полёта:
μ=
6.Относительная масса систем
ξс=0,045
Ограничения:
Подсчёт ограничений приведен ниже.
Окончательный расчёт mo приведён в таблице [ ].
Получив объём топливного бакаV=240 м³ находим его диаметр, который получается равным 3,3 м.
2.5 Определение геометрических размеров ПЛА.
1) Крыло:
Sкр=mog/Po=350 м²
lкр=(λкрSкр)^½=54,5 м
Корневая хорда крыла bo=2ηкрlкр/λкр(ηкр+1)=9,6 м
Концевая хорда крыла bk=bo/ηkp=3,2 м
САХ крыла: ba=2bo(1+η+η²)/3(1+η)η=6,9 м
2) Вертикальное оперение:
С=13% λ=1,05 χ=38˚ η=1,4
SBO=SkpSBO=58,1 м²
lBO=(λS)^½=7,8 м
bo BO=2ηl/λ(η+1)=8,6 м
bk=bo/η=6,2 м
3)Горизонтальное оперение:
χ¼=30˚ c=11% λ=4,8 η=2,8 Sго=0,21
Sго=SkpSго=73,5 м²
lго=(λS)^½=18,8 м
bo го=2ηгоlго/λго(ηго+1)=5,6 м
bk го = bo го/ηго=2,23 м
4)Фюзеляж:
λф=9
dф=1,52(mн)^1/3=5,8 м
mн-масса нагрузки в тоннах
lф=λфdф=52,2 м
5)Геометрические размеры двигателей
3. Разработка конструктивно силовой схемы ПЛА.
3.1. Фюзеляж
Силовая схема фюзеляжа включает продольный и поперечный набор и обшивку. В продольный набор входят: стрингеры; балки в районе ниши передней и основных опор; крепления центроплана, грузового люка. В поперечный набор входят: типовые и силовые шпангоуты. Cиловые шпангоуты включают: первый стеночный, два для восприятия нагрузок от носовой опоры, два стыковочных шпангоута, три шпангоута для крепления центроплана, четыре для восприятия нагрузок от основных опор, три для крепления киля, стеночный шпангоут хвостовой части фюзеляжа.
3.2. Крыло
Крыло ПЛА моноблочной конструкции и состоит из кессонов центроплана, двух кессонов средней части крыла(СЧК), и двух кессонов отъёмной части крыла (ОЧК).
Центроплан состоит из продольного и поперечного силового набора. Продольный силовой набор состоит из: трёх лонжеронов. Поперечный силовой набор состоит из: силовых и типовых нервюр. Обшивка крыла состоит из фрезерованных панелей. Кессоны СЧК включают продольный и силовой набор, которые включают три лонжерона и силовые и типовые нервюры соответственно. Силовой набор ОЧК включает два лонжерона и типовые и силовые нервюры.
3.3. Горизонтальное оперение.
Стабилизатор состоит из двухлонжеронного моноблока. Продольный набор состоит из двух лонжеронов, поперечный набор состоит из силовых и типовых нервюр. Обшивка состоит из фрезерованных панелей. Половины стабилизатора соединяются между собой по заднему лонжерону болтами, а в передней части передней балкой. Крепление стабилизатора имеет два узла на заднем лонжероне стабилизатора и ответные узлы на среднем лонжероне киля. Передний узел расположен на передней балке, к которой крепится винт винтового подъёмника.
3.4. Вертикальное оперение.
Продольный набор киля состоит из трёх лонжеронов. Поперечный набор состоит из типовых и силовых нервюр. К заднему лонжерону крепятся кронштейны промежуточных узлов навески руля управления. К среднему лонжерону вверху крепится винтовой подъёмник стабилизатора. В нижней части все лонжероны имеют узлы для крепления киля к фюзеляжу.
4. Расчет на прочность бака для СПГ.
4.1. Требования.
Перечислим требования предъявляемые к топливному баку:
· При заданном количестве топлива бак должен иметь возможно меньшую массу;
· Бак должен быть простым по устройству и технологичным в изготовлении;
· Конструкция должна обеспечивать удовлетворительную устойчивость зеркала массы жидкости во время полета самолета;
· Конструкция должна обеспечивать быструю и простую заправку топливом;
· Конструкция бака и его относительное расположение должно быть таким, что бы перемещение центра масс самолета в полете лежало в эксплуатационном диапазоне центровок;
· Топливный бак должен быть прочным, чтобы выдерживать без остаточных деформаций нагрузки при эксплуатации.
4.2. Допущения, принимаемые при расчете на прочность бака.
1) Для расчета прочности бака используем безмоментную теорию оболочек, т.е. местные изгибные напряжения в легкодеформируемой тонкостенной оболочке, вследствие их малости, учитывать не будем. σ2
σ
σ2 σ2
σ2
2) Расчет на прочность проводим для случая экстренного торможения при прерванном взлете и для случая полета у земли в «болтанку».
3) Расчетное давление в баке 4*105 Па. Металл, из которого изготавливается бак, АМг, σв=700 МПа, ρ=2720 кг/м3 .
Рассмотрим случай экстренного торможения:
.δ1=Рр▫dб/4σ1=Рр▫dб/4σв
Рр=Рро+ΔРх
Рро=4•105 Па
ΔРх=gnрхρlб
lб=28 м ; dб= 3.3 м; ρ=422 кг/м3
npх =ах/g , ах=V2пос/2Lпр=(220/3.6)2/2*1300=1,44 м/с2
npx=ax/g=1,44/9,81=0,15
ΔPx=9,81*0,15*422*28=0.17*105 Па
Рр=4.17*105 Па
δ1 =4,17*105*3,3/4*200*106
Рассмотрим второй случай(полёт в “болтанку”):
2σ2 /dб =2σв/dб=Ppy/δ2, δ2=Ppy*dб/2σв ; Ррy =Ppo+ΔPy
ΔPy=g●npy●ρ●dб=9,81*1,5*2,3*422*3,3=0,5*105Па;
Ррy=4,5*105 Па
δ2 =4,5*105 3,3/2*200*105=3,7 мм.
δб =[δ1;δ2]max=3,7 мм
bб=δбρал+bиз=2720*0,0037+6=16 кг/м2 -масса 1 кв. метра бака
bиз—масса 1 кв. метра изоляции