Аеродинамічні та льотно-технічні характеристики літака

ЗМІСТ

ВСТУП

1. ПОРІВНЯЛЬНА ХАРАКТЕРИСТИКА ПАСАЖИРСЬКИХ ДОЗВУКОВИХ ЛІТАКІВ, ВИКОНАНИХ ЗА СХЕМОЮ «ЛІТАЮЧЕ КРИЛО»

1.1 Пасажирський дозвуковий літак «Boeing BWB»

1.2 Аеробус надвеликої вантажопідйомності «Ту-404»

1.3. Пасажирський літак «SAX-40»

2. РОЗРАХУНОК АЕРОДИНАМІЧНИХ ТА ЛЬОТНО-ТЕХНІЧНИХ ХАРАКТЕРИСТИК ЛІТАКА З УРАХУВАННЯМ СТИСЛИВОСТІ ПОВІТРЯНОГО СЕРЕДОВИЩА

2.1 Розрахунок геометричних параметрів літака та побудова розрахункової схеми

2.2 Розрахунок основних аеродинамічних характеристик

2.3 Розрахунок основних льотно-технічних характеристик

3. РОЗРАХУНОК ЗОВНІШНІХ НАВАНТАЖЕНЬ НА КОНСОЛЬНУ ЧАСТИНУ КРИЛА ЛІТАКА ТА ПОБУДОВА ЕПЮР ВНУТРІШНІХ СИЛОВИХ ФАКТОРІВ

3.1 Розрахунок зовнішніх навантажень, діючих на консольну частину крила

3.2 Розрахунок поперечних сил, згинаючих та крутних моментів та побудова їх епюр

4. ОХОРОНА ПРАЦІ

4.1 Вступ

4.2 Вимоги до шумових характеристик робочого місця розробника проекту

4.3 Класифікація чинників, які впливають на формування умов праці в робочій зоні розробника проекту

4.4 Вплив освітлення на продуктивність та якість праці

4.5 Можливі причини та умови виникнення пожежі під час розробки приладу, системи, виробу СПИСОК ВИКОРИСТАНОЇ ЛІТЕРАТУРИ

ПЕРЕЛІК СКОРОЧЕНЬ, УМОВНИХ ПОЗНАЧЕНЬ, ТЕРМІНІВ

ВСТУП

Реактивні літаки, виконані за схемою «літаюче крило» є майбутнім авіації, оскільки не поступаються в льотно-технічних характеристиках літакам «класичної схеми», а в аеродинамічних навіть перевершують за рахунок зменшення лобового опору, кращих несучих властивостей, більшої аеродинамічної якості тощо. Це суттєво збільшує дальність та тривалість польоту, зменшує питому витрати палива. До того ж літаки, виконані за даною схемою менш шумні. Схема «літаюче крило» ідеально підходить для бойових літаків, які використовують технологію «стелс». Проте зараз деякі літакобудівні фірми розробляють проекти перспективних пасажирських та транспортних літаків, виконаних за цією схемою.

Метою даного дипломного проекту було дослідження переваг та недоліків аеродинамічної схеми «літаюче крило», можливості використання даної схеми при проектуванні пасажирських та транспортних дозвукових літаків, порівняльний аналіз аналогів перспективного пасажирського дозвукового літального апарату, виконаного за схемою «літаюче крило». Також у цьому проекті я мав на меті виконати розрахунки аеродинамічних та льотно-технічних характеристик літака з урахуванням стисливості повітряного середовища, розрахувати зовнішні навантаження, діючі на консольну частину крила літака та побудувати епюри поперечних сил, згинаючих та крутних моментів.

1. ПОРІВНЯЛЬНА ХАРАКТЕРИСТИКА ПАСАЖИРСЬКИХ ДОЗВУКОВИХ ЛІТАКІВ, ВИКОНАНИХ ЗА СХЕМОЮ «ЛІТАЮЧЕ КРИЛО»

1.1 Пасажирський дозвуковий літак «Boeing BWB»

Концепція BWB (Blended Wing Body) передбачає створення важких пасажирських і транспортних літаків за схемою «літаюче крило». Перші дослідження літаків типу BWB початку фірма Макдоннелл — Дуглас в 1991 р. У той час вона розглядала проект 800 — місцевого літака з розмахом крила 88,1 м, довжиною — 48,8 м і висотою — 12,2 м. Надалі фірма провела випробування літаючої радіокерованої моделі. З 1996 р. роботи по концепції BWB продовжує фірма Боїнг спільно з фахівцями NASA. Проект виконаний за схемою літаюче крило з плавним сполученням елементів конструкції планера. Літак, виконаний за яскраво вираженої інтегральної схемою, має несучу центральну частину і стріловидні консолі крила великого подовження, що закінчуються «вінглетами «, Звичайне вертикальне оперення відсутня. Силова установка повинна складатися з трьох надпотужних (з тягою не менше 40 000 кгс) ТРДД великій мірі двухконтурности, встановлених на пілонах над центральною частиною планера, в її хвостової частини. При створенні літака намічається широке застосування нових технічних рішень, конструкційних матеріалів і технологій. У пасажирському варіанті літак BWB повинен перевозити на двох палубах до 800 осіб (у 3 -х класної компонуванні) на дальність до 13 000 км. Розглядається варіант і на 450 пасажирів. Літак має розмах крила 75,3 м, довжину — 48 м і висоту — 13,7 м. Його силова установка складається з трьох ТРДД. Розрахункова дальність польоту складає 12 900 км при крейсерській швидкості, відповідної числу M = 0,85. За розрахунками Boeing 480- місцевий варіант BWB буде витрачати на 32% менше палива ніж Airbus A380 -700. Стратегічний військовотранспортний літак цього типу призначений для заміни ВТС C — 5 «Galaxy «. Він може вмістити 19 палет з вантажем (з можливістю збільшення навантаження до 23). ВТС повинен оснащуватися двома ТРДД і може застосовуватися в якості паливозаправника. Розглядається його застосування як C2ISR (Command, Control, Intelligence, Surveillance, Reconnaissance — розвідки та управління) платформи. Перший політ BWB планується на 2006;2007 рр. NASA і фірма Боїнг оголосили, що на початку 2002 р. в льотновипробувальному центрі ім. Драйдена збираються приступити до льотних випробувань моделі LSV, в рамках досліджень перспективного літака, виконаного за концепцією BWB. Літаюча модель LSV (Low — Speed Vehicle) призначена для досліджень характеристик літака BWB при малих швидкостях польоту (включаючи політ при відмові одного двигуна), на режимах звалювання і пікірування, а також бафтинга. Модель буде виготовлена в масштабі 0,142: розмах крила складе 10,67 м. Максимальна злітна маса дорівнює 817 кг. Силова установка буде складатися з трьох малогабаритних ТРДД Вільямс Інтернешнл WJ24 — 8 тягою по 108 кгс. Модель здатна виконувати польоти на висоті 6100 м, хоча всі польоти будуть виконуватися на висотах не більше 3000 м. Швидкість не перевищуватиме 280 км / год, хоча модель розрахована на максимальну швидкість 370 км / ч. Провідний спеціаліст відділу НДЦ ім. Ленглі, що займається дослідженнями «революційних» концепцій літальних апаратів, Роберт Маккінлі сказав, що «ми не плануємо досягнення великих швидкостей, а хочемо визначити характеристики подібного літального апарату на малих швидкостях «. Зліт і посадка моделі будуть здійснюватися на звичайну ЗПС; для аварійної посадки передбачається використання парашута. Модель також оснащена невеликим парашутом, який призначений для виведення її з штопора. Планер моделі LSV виготовляється з композиційних матеріалів на основі вуглецевих волокон з обшивкою з тонких листів склопластику. Кожна консоль крила моделі буде мати сім поверхонь керування на задній кромці і п’ять предкрилков. На кінцях крила розміщуються вертикальні кили з кермом напрямку. Для приводу закрилків, елеронів, рулів напряму і елевонов використовуватиметься ЕДСУ. Предкрилки мають тільки два фіксованих положення («прибрано» і «випущено»). Їх положення буде вибиратися виходячи з цілей польотного завдання. Маккінлі повідомив, що в НДЦ ім. Ленглі в вертикальної аеродинамічній трубі (діаметр робочої частини 6,1 м) ведуться випробування моделі літака BWB, виготовленою в масштабі 0,01. Випробування проводяться з метою оцінки керованості моделі під час звалювання; для прискореного виходу з штопора застосовується парашут. Для додаткового уточнення аеродинамічних характеристик і стійкості в дозвуковой трубі (розмір робочої частини 4,2×6,7 м) в НДЦ ім. Ленглі будуть проведені випробування ще однієї моделі (масштаб 0,03). Ця ж модель буде використана для випробувань на аеропружних. Концепції надважких пасажирських і транспортних літаків, близьких BWB, досліджуються також фірмою Airbus і ЦАГІ.

Рис. 1.1 — Boeing «BWB»

1.2 Аеробус надвеликої вантажопідйомності «Ту-404»

З 1991 року, практично одночасно з роботами по Ту- 304, в ОКБ ім. А. Н. Туполева велися науково — дослідні роботи зі створення аеробуса надвеликої пасажиромісткості. Новий проект, що отримав позначення Ту- 404, розраховувався на перевезення 1200 пасажирів на дальність 12 000;13000 км. В ОКБ опрацьовувалася кілька варіантів можливих компонувань такого літака. Зокрема велися роботи над варіантом Ту-404 за схемою літаючого крила. Силова установка літака повинна була складатися з 6 гвинто-вентиляторних ТРД з штовхаючими гвинтами із злітною тягою по 18 000 кгс і питомою витратою палива на крейсерському режимі 0,644 кг / кгс.ч. Двигуни встановлювалися в хвостовій частині центроплана крила — фюзеляжу. У цій же центропланной частини крила — фюзеляжу розміщувалися шість пасажирських салонів, розрахованих на 1214 пасажирів. Вертикальне оперення виконувалося двокілевим, Uподібне, з фальшкіль і кріпилося до задньої частини крила — фюзеляжу. До крилу — фюзеляжу із стреловідностью по передній кромці 45 градусів стикувалися стріловидні відокремлені частини крила (стреловидностью 35 градусів), що представляли кесон — баки, в яких знаходився основний запас палива.

Крім цього варіанту, в роботі знаходився проект Ту- 404, виконаний за нормальною схемою. За цим проектом Ту- 404 являв собою двопалубний пасажирський літак класу аеробус, розрахований на перевезення 1200 чоловік в економічному класі на дальність до 10 000 км. На нижній палубі могло розміщуватися 700 чоловік, на верхній — 500 осіб. Нижня частина фюзеляжу представляла великі вантажні відсіки для перевезення різних вантажів в стандартних контейнерах. Передбачалася конверсія літака в змішаний вантажопасажирський варіант з однієї верхньої пасажирською палубою і збільшеним вантажним відсіком, а також у чисто вантажний варіант. Низкорасположенное стреловидное крило з кутом стреловидности 35 градусів мало потужну механізацію: багатосекційні предкрилки по всій передній кромці, багатосекційні інтерцептори — флайперони, елерони для управління на малих швидкостях і щитки — закрилки. На кінцях крила були вертикальні крильцяшайби. Хвостове оперення — стреловидное великої площі, з нормальним органами управління. Кожна половина керма висоти виконувалася двосекційною. Силова установка — чотири двигуни НК- 44 або РоллсРойс «Трент «, з установкою їх на пілонах під крилом. Шасі літака многотележочное, з багатоколісного візками, що забираються у фюзеляж і в центроплан. Роботи з Ту- 404 не вийшли зі стадії початкового проектування і обговорень концепції подібного літака з замовником. Модель літака у варіанті літаючого крила виставлялася на міжнародних виставках.

Рис. 1.2 — Аеробус «Ту-404»

2. РОЗРАХУНОК АЕРОДИНАМІЧНИХ ТА ЛЬОТНО-ТЕХНІЧНИХ ХАРАКТЕРИСТИК ЛІТАКА З УРАХУВАННЯМ СТИСЛИВОСТІ ПОВІТРЯНОГО СЕРЕДОВИЩА

2.1 Розрахунок геометричних параметрів літака та побудова розрахункової схеми

Методика розрахунку геометричних параметрів літака, наведена у джерелах [4],[5],[9].

Перед виконанням розрахунків аеродинамічних характеристик літака, необхідно визначити геометричні характеристики літака та побудувати його розрахункову схему. Геометричні параметри літака наведені в таблиці 1.

Рис. 2.1 — Розрахункова схема Таблиця 2.1 — Геометричні параметри літака

2.2 Розрахунок основних аеродинамічних характеристик

Побудова графіка

Аеродинамічні розрахунки проводилися за допомогою формул та методик, наведених у джерелах [1],[2],[3],[4],[6],[7],[9].

Аеродинамічний розрахунок почнемо з побудови залежності коефіцієнта підйомної сили від кута атаки для крейсерського режиму польоту. Для побудови лінійної залежності графіка Cy (б) достатньо двох точок, які відповідають куту атаки при нульовій підйомній силі та куту атаки початку відриву відповідно. Лінійна залежність графіка Cy (б) має такий математичний вигляд

(2.1)

де — похідна яка показує, на скільки змінюється коефіцієнт при зміні кута атаки на 1 град на даній швидкості польоту;

— кут атаки літака, град;

— кут атаки нульової підйомної сили, град.

Отже, необхідно визначити похідну та кут атаки нульової підйомної сили .

Похідна омиваємої частини крила у польотному діапазоні кутів атаки обчислюється залежно від геометричних параметрів крила та числа М польоту за наступною формулою

(2.2)

де:; ;

— кут стрілоподібності крила по задній кромці; - кут стрілоподібності по передній кромці.

По знайденим значенням похідних для вибраних чисел М визначаються похідні літака

(2.3)

Результати розрахунку наведено в таблиці 2.2, а також у вигляді графічної залежності (рис. 2.2).

Таблиця 2.2

Рис. 2.2 — Залежність похідної від числа Маха Кут атаки нульової підйомної сили крила залежить від кривизни профілю і від кромки крила, тобто

(2.4)

Максимальне значення коефіцієнта залежить від максимального коефіцієнта підйомної сили профілю, звуження, стрілоподібності крила, числа Re і може бути розраховано за допомогою виразу

(2.5)

де: коефіцієнти, які враховують форму крила в плані і число Re, визначаються виразами (2.6), (2.7), (2.8).

(2.6)

(2.7)

(2.8)

де: — число Re, при якому отримано значення коефіцієнта в аеродинамічній трубі.

Побудова залежності коефіцієнта підйомної сили від кута атаки проводиться таким чином. Розраховують значення і. Лінійну частину в залежності будують по двом точкам, наприклад, при і, користуючись виразом (2.1). Критичний кут атаки знаходять, відступаючи вправо від точки перетину ліній і (б) на. Визначають значення коефіцієнта. Нелінійна частина в залежності будується по лекалу. Розраховану залежність наведено на рис. 2.3.

Рис. 2.3 — Залежність коефіцієнта підйомної сили від кута атаки для крейсерського режиму польоту Коефіцієнт лобового опору Сила лобового опору транспортного літака X складається з опору тертя, опору тиску (на числах), хвильового опору (на числах) і індуктивного опору :

(2.9)

(2.10)

де — коефіцієнт сили лобового опору літака при нульовій підйомній силі.

Сума опору тертя, тиску і хвильового опору (на близько звукових швидкостях польоту), вирахуваних при нульовій підйомній силі записується у вигляді

. (2.11)

Тоді вираз (2.9) з урахуванням (2.11) прийме вигляд

. (2.12)

Враховуючи, що

; ,

вираз (2.12) можна записати так

(2.13)

де — коефіцієнт сили лобового опору літака при, який дорівнює сумі коефіцієнтів опору тертя, тиску чи хвильового ,

; (2.14)

Опір літака складається з опору крила, горизонтального і вертикального оперення, фюзеляжу, мотогондол і інших частин, вирахуваних з урахуванням інтерференції. Тому коефіцієнт опору літака представляють у вигляді суми:

(2.15)

В цьому виразі коефіцієнти опору літака і його частин (крила, горизонтального оперення, вертикального оперення, фюзеляжу, мотогондол та ін.) складаються з суми коефіцієнтів і, розрахованих з урахуванням інтерференції.

Для визначення коефіцієнта транспортного літака необхідно розрахувати коефіцієнті його частин (крила, горизонтального і вертикального оперення, фюзеляжу, мотогондол) з урахуванням інтерференції, потім додавати, подібно (2.16),

(2.16)

(коефіцієнт 1,1 враховує збільшення за рахунок не врахованих джерел опору).

Коефіцієнт крила з урахуванням інтерференції записується у вигляді

(2.17)

Сума коефіцієнтів тертя і тиску називають коефіцієнтом профільного опору і визначають виразом:

(2.18)

де — відносна площа ковзання, визначається виразом (2.19)

(2.19)

(2.20)

— коефіцієнт лобового опору не стрілоподібного крила при, визначається виразом

; (2.21)

— коефіцієнт лобового опору стрілоподібного крила при, визначається виразом (2.22)

; (2.22)

— додатковий опір, обумовлений технологічними нерівностями поверхні крила (оперення), визначається у вигляді суми:

; (2.23)

тут дорівнює: 0,0012 — закльопка в потай, листи в стик; - щілці передкрилків; - щілці закрилків, елеронів, рулів.

В виразах (2.21) і (2.22) — коефіцієнт опору двухстороннього тертя плоскої пластини в нестислому потоці, визначається по рис. 2.4 в залежності від числа і відносної координати точки переходу ламінарного приграничного шару в турбулентний

; (2.24)

тут показник степеня п визначається по рис. 2.5 в залежності від числа М і параметра

(2.25)

де: середня висота бугорків шорсткості поверхні; - коефіцієнт, враховуючий вплив форми профілю крила (оперення) і числа М польоту на коефіцієнт профільного опору, визначається виразом (2.26):

(2.26)

— коефіцієнт, враховуючий вплив стискання повітря (числа М польоту) на коефіцієнт опору тертя, визначається виразом (2.27):

(2.27)

Рис. 2.4 — Залежність коефіцієнта опору двухстороннього тертя плоскої пластини від числа Re і в нестисклому потоці

Рис. 2.5 — До визначення координати точки переходу Поява хвильового опору крила транспортного ЛА обумовлено зміною картини розподілу тиску у його поверхні при перевищенні критичного числа М польоту. На величину, як відомо, чинить істотний вплив геометричних параметрів крила і коефіцієнт .

Так для крила кінцевого розмаху величину можна розрахувати по наближеним виразам (2.28) і (2.29).

Якщо коефіцієнт, то

(2.28)

Якщо коефіцієнт, то

(2.29)

Коефіцієнт хвильового опору крила при нульовій підйомної сили визначається по виразу:

(2.30)

де М — поточне значення розрахункового числа; - число М, що відповідає максимальному значенню коефіцієнта хвильового опору визначається по (2.31):

(2.31)

— максимальне значення коефіцієнта хвильового опору при, що відповідає числу, визначається по (2.32):

(2.32)

Коефіцієнти горизонтального і вертикального оперення, які входять у вираз (2.16), розраховуються таким же чином, як і коефіцієнт крила (див.(2.17), чи приймають .

Коефіцієнт мотогондоли літака обумовлений силами тертя і тиску, а також опором нерівностей обшивки фюзеляжу, та записується у вигляді

(2.33)

де — коефіцієнт опору тертя і тиску фюзеляжу, залежить від числа М польоту і подовженням фюзеляжу, визначається виразами (2.34), (2.35), (2.36).

(2.34)

(2.35)

; (2.36)

— сума коефіцієнтів додаткових видів опору:

— нерівності обшивки = 0,0002;

Результати розрахунків були занесені до таблиці 2.3

Таблиця 2.3

По даним таблиці 2.3 побудована залежність ЛА (рис. 2.6).

Рис. 2.6 — Залежність

Індуктивний опір крила обумовлений підйомною силою і складається з опорів вихрового і хвильового. Вихровий індуктивний опір існує на всіх скоростях польоту. Хвильовий індуктивний опір з’являється лише при числах .

Коефіцієнт індуктивного опору крила представляють у вигляді

(2.37)

де — коефіцієнт вихрового індуктивного опору в нестисклому потоці;

(2.38)

Розрахунок сімейства поляр і аеродинамічної якості

Коефіцієнт лобового опору транспортного літака на крейсерських режимах визначається формулою

(2.39)

де — коефіцієнт лобового опору літака при нульовій підйомній силі, визначається виразом (2.17); - коефіцієнт індуктивного опору літака, визначається виразом (2.38) для заданого числа М польоту без урахування впливу екрануючої дії землі; Аеродинамічна якість — це відношення коефіцієнта до коефіцієнту на даній швидкості польоту

. (2.40)

Результати розрахунку наведено у табл.2.4. По результатам розрахунків побудовані графіки рис. 2.7 і 2.8.

Таблиця 2.4

Рис. 2.7 — Сімейство поляр для різних чисел Маха Рис. 2.8 — Залежність аеродинамічної якості від кута атаки для різних чисел Маха Рис. 2.9 — Залежність максимального значення аеродинамічної якості від числа Маха Розрахунок координати положення фокусу літака по куту атаки Фокусом по куту атаки називається точка прикладення приросту підйомної сили літака при зміні кута атаки на даній швидкості (числа М) польоту. Координата фокусу визначається в долях середньої аеродинамічної хорди .

Розглянемо інженерну методику розрахунку координати фокуса по куту атаки транспортного ЛА.

Відносна координата фокуса крила при числах може бути визначена по виразу (2.41):

(2.41)

(2.42)

де (2.43)

Тут (2.42) — координата фокуса профілю із середньою товщиною крила.

2.3 Розрахунок льотно-технічних характеристик

Розрахунок льотно-технічних характеристик проводився за методиками, які наведені у книгах [6],[8],[9].

До основних характерних швидкостей польоту ЛА відносяться:

швидкість звалювання Vmin;

швидкість відриву Vвдр;

посадочна швидкість Vпос;

максимальна швидкість горизонтального польоту Vmax;

еволютивна швидкість Vев.

Швидкість звалювання Під швидкістю звалювання розуміють швидкість, яка відповідає критичному куту атаки або максимальному коефіцієнту підйомної сили. Визначається за наступною формулою (у м/с):

(2.44)

Швидкість відриву Під швидкістю відриву мається на увазі швидкість, при якій літак відривається від ВПП.

(2.45)

Посадочна швидкість Посадочна швидкість має бути не менше 1.1 Vmin.

Максимальна швидкість горизонтального польоту Максимальна швидкість горизонтального польоту визначається наступним виразом:

(2.46)

Еволютивна швидкість Еволютивною швидкістю називається мінімально допустима швидкість, на якій дозволяється виконувати криволінійні маневри з перевантаженням .

(2.47)

Для визначення довжини розгону і довжини пробігу (у метрах) можна скористатися наближеними формулами:

(2.48)

(2.49)

Результати розрахунків були занесені до таблиці 2.5

Таблиця 2.5

Дальність та тривалість польоту обчислюють за формулами (2.50) та (2.51):

(2.50)

(2.51)

3. РОЗРАХУНОК ЗОВНІШНІХ НАВАНТАЖЕНЬ НА КОНСОЛЬНУ ЧАСТИНУ КРИЛА ЛІТАКА ТА ПОБУДОВА ЕПЮР ВНУТРІШНІХ СИЛОВИХ ФАКТОРІВ

3.1 Розрахунок зовнішніх навантажень, діючих на консольну частину крила

Зовнішні навантаження, діючі на літак під час польоту або посадки і руху по землі, називаються експлуатаційними. Напруження в елементах конструкції від цих навантажень не повинні перевищувати межі пропорційності або межі текучості матеріалу для уникнення залишкових деформацій в елементах понад регламентовані.

Коефіцієнт безпеки показує в скільки разів руйнівне навантаження більше максимально можливого експлуатаційного навантаження:

де — руйнівне (розрахункове) навантаження;

— максимально можливе експлуатаційне навантаження;

— коефіцієнт безпеки.

Коефіцієнт безпеки вводиться в розрахунки для забезпечення певного рівня безпеки конструкції від дії максимальних навантажень з врахуваннями розбігу величини зовнішніх навантажень, діючих на конструкцію, розбігу несучої здатності конструкції в зв’язку з допустимими відхиленнями технологічних процесів і механічних характеристик матеріалів.

З точки зору забезпечення безпеки польоту коефіцієнт безпеки необхідно брати найбільшим, а з точки зору отримання найліпших льотно-технічних якостей — найменшим. При виборі коефіцієнта безпеки слід керуватися наступним: при максимально можливому експлуатаційному навантаженні напруження в елементах конструкції повинні бути близькими до межі пропорційності ар і не перевищувати межу текучості а5. Кількісні значення коефіцієнту безпеки вказані в нормах льотної придатності (АП-25, АП-23).

В даному проекті при розрахунку коефіцієнт безпеки можна обрати згідно табл. 3.1.

Таблиця 3.1 — Значення коефіцієнту безпеки

Розрахункове навантаження і перевантаження визначаються:

На крило літака діють навантаження: аеродинамічні та масові розподілені та зосереджені сили. На рис. 3.1 зображено зовнішні навантаження, діючі на крило при невеликих числах М і на додатних кутах атаки.

Знаючи масу літака т0, експлуатаційне перевантаження пе та коефіцієнт безпеки, можна визначити величину розрахункової підйомної сили крила за формулою:

де — максимальна злітна маса;

пе — експлуатаційне перевантаження (табл. 3.2);

f — коефіцієнт безпеки.

Рис. 3.1 — Навантаження на крило: — розподілене повітряне навантаження; - розподілене масове навантаження, Мдв — маса двигуна В даному проекті пе обираємо згідно з табл. 3.2 (детальний опис правил вибору наводиться в нормах льотної придатності).

Масове розрахункове навантаження від крила:

літак вантажопідйомність крило аеробус Таблиця 3.2

Розрахункові навантаження від зосереджених мас (наприклад, від двигунів), що розташовані на крилі, визначаються:

Розподіл аеродинамічного навантаження за розмахом крила має складний характер та обумовлюється: формою крила в плані, наявністю аеродинамічного та геометричного закручення крила, розміщенням мотогондол чи обтічників, а також режимом польоту (віраж, крен тощо). Ми не будемо враховувати вплив вищезазначених факторів. Для спрощення розрахунків приймається:

розподілені аеродинамічні та масові навантаження розподіляються за розмахом пропорційно хордам;

для розрахунків приймається (рис. 3.2);

центр прикладання розподілених масових сил в даному перерізі крила:

о для прямого крила хцм. = (0,42−0,45)bi;

о для стрілоподібного крила хцм. = (0,38−0,42)bi;

о для трикутного крила хцм. = (0,40−0,44)bі;

наближене положення центру жорсткості хцж = 0.3bi

Рис. 3.2 — Сили в перерізі крила:

Хд — координата центру тиску, Хцж — координата центру жорсткості, — точка прикладання повітряного навантаження, — точка прикладання масового навантаження;

зосереджені навантаження прикладаються в центрі мас вантажів;

центр прикладання маси палива — в геометричному центрі перерізу паливного баку;

масові та аеродинамічні навантаження паралельні та протилежно направлені.

Розподілене аеродинамічне навантаження визначається як Розподілене масове навантаження визначається як:

Результати розрахунків наведені в таблиці 3.3.

Таблиця 3.3 — Розподілене на крило навантаження

3.2 Розрахунок поперечних сил, згинаючих та крутних моментів та побудова їх епюр

Для проведення розрахунків будують розрахункову схему. Якщо крило літака стрілоподібне і кут по передній кромці більше 15° градусів вводиться еквівалентне по площі пряме крило і всі розрахунки виконуються як для прямого крила. Пряме крило будується шляхом повороту стрілоподібного крила так, щоб пряма, що проходить по половинах хорд прямого крила була перпендикулярна осі фюзеляжу. Дані для розрахунків наведені в таблиці 3.4.

Таблиця 3.4 — Дані для розрахунків

Для визначення поперечних сил та згинаючих моментів використовуються метод графічного інтегрування (метод трапецій). Розбиваючи напіврозмах крила на n рівних відсіків довжиною? z, визначаються сумарні погонні навантаження в різних перерізах.

Розрахунок ведеться табличним методом. Після інтегрування поперечних сил отримаємо розподілення згинаючого моменту. Необхідні параметри для розрахунку визначаються:

середнє значення погонного навантаження на кожній ділянці довжиною? z дорівнює

приріст поперечної сили в будь-якому перерізі крила (за виключенням кінцевої ділянки) приріст перерізної сили на кінцевій ділянці крила визначається величина поперечної сили в будь-якому перерізі крила приріст згинаючого моменту величина згинаючого моменту в будь-якому перерізі крила погонний крутний момент повний крутний момент Розрахунок значень в перерізах виконують методом графічного інтегрування. Розраховані величини заносяться до таблиці.

Необхідні параметри для розрахунку визначаються:

середнє значення погонного крутного моменту на кожній ділянці довжиною? z дорівнює

приріст крутного моменту в будь-якому перерізі крила величина крутного моменту в будь-якому перерізі крила де n — кількість ділянок, на які розбитий напіврозмах крила (зазвичай, n? 10). На основі проведених розрахунків будуються епюри силових факторів: згинаючого Mзг та крутного Mкр моментів.

Таблиця 3.5 — Поперечна сила

Таблиця 3.6 — Згинаючий момент

Таблиця 3.7 — Крутний момент

4. ОХОРОНА ПРАЦІ

4.1 Вступ

Метою мого дипломного проекту було виконання проектувального розрахунку пасажирського дозвукового літака, виконаного за аеродинамічною схемою «літаюче крило» .

Даний проект складається з кількох розділів, в яких були виконані порівняльний аналіз перспективних пасажирських дозвукових літаків, виконаних за схемою «літаюче крило», розрахунки геометричних параметрів літака та побудова розрахункової схеми, розрахунки основних аеродинамічних характеристик з урахуванням стисливості повітряного середовища, основних льотно-технічних характеристик, дальності та тривалості польоту, розрахунки зовнішніх навантажень на консольну частину крила та побудова внутрішніх силових факторів: поперечних сил, згинаючих та крутних моментів. Всі розрахунки проводилися за допомогою персонального комп’ютера з використанням математичного пакету «MathCAD» .

Під час виконання розрахунків на ЕОМ виникають наступні шкідливі і небезпечні чинники: підвищений рівень шуму на робочому місці розробника проекту; погана освітленість робочого місця розробника проекту; високі або низькі значення відносної вологості, температури та швидкості руху повітря на робочому місці; розумове перевантаження.

4.2 Вимоги до шумових характеристик робочого місця розробника проекту

Допустимі рівні звукового тиску в октавних смугах з середньо геометричними частотами, рівні шуму та еквівалентні рівні шуму дБА, на робочих місцях з урахуванням видів трудової діяльності наведено в табл. 1.

Таблиця 4.1 — Допустимі рівні звукового тиску в октавних смугах частот, рівні шуму та еквівалентні рівні шуму на робочих місцях

Допустимі рівні звукового тиску в октавних смугах частот, рівні шуму та еквівалентні рівні шуму на робочих місцях для тонального та імпульсного шуму слід приймати на 5 дБ (дБЛ) менше зазначених у табл. 1.

Максимальний рівень шуму, що змінюється (коливається) у часі та переривається не має перевищувати 110 дБА, а імпульсного — 125 дБЛ. Відомчими нормативними документами можуть визначатись допустимі рівні шуму для окремих видів трудової діяльності з урахуванням тяжкості та напруженості праці.

4.3 Класифікація чинників, які впливають на формування умов праці в робочій зоні розробника проекту

За характером спектру шуми поділяють на:

— широкосмугові з неперервним спектром шириною більш ніж одна октава (рис. 1, а);

— вузько смугові або тональні, в спектрі яких є виражені дискретні тони. У них рівні шуму в одній смузі перевищують рівні шуму в сусідній смузі не менш ніж на 10 дБ (рис. 4.1, б). Тональний характер шуму визначають вимірюванням.

Рис. 4.1 — Графічне зображення спектрів шуму: а — широкосмугові; б — тональні (вузько смугові); в — випадкові; г — змішані

За часовими характеристиками шуми поділяють на:

— постійні, в яких рівні шуму за повний робочий день змінюються більш ніж на 5 дБЛ у разі вимірювання на часовій характеристиці «повільно» шумоміра за шкалою «А»;

— непостійні, у яких рівні шуму за повний робочий день змінюються більш ніж па 5 дБА під час вимірювання на часовій характеристиці «повільно» шумоміра за шкалою «А».

Непостійні шуми поділяють на:

— мінливі, рівень яких неперервно змінюється (коливається) у часі;

— переривчасті, у яких рівень шуму змінюється стунінчато на 5 дБЛ і більше у процесі вимірювання на часовій характеристиці «повільно» шумоміра за шкалою «А», при цьому довжина інтервалів, під час яких рівень залишається сталим, становить 1 с і більше;

— імпульсні, які складаються з одного або декількох звукових сигналів, кожен з яких довжиною менше 1 с, при цьому рівні шуму у дБА виміряні на часових характеристиках «імпульс» та «повільно» шумоміра відрізняються не менш ніж на 7 дБА.

Залежно від джерела світла освітлення виробничих приміщень може бути:

природним — освітлення приміщень сонячним світлом (прямим або відбитим), яке проходить крізь світлові прорізи в зовнішніх захисних конструкціях;

штучним, яке створюють електричні джерела світла;

суміщеним, за якого недостатнє за нормами природне освітлення доповнюють штучним.

Природне освітлення поділяють на бокове (одностороннє або двостороннє) верхнє та комбіноване (верхнє та бокове) (рис. 4.2).

Рис. 4.2 Види природного освітлення: а — одностороннє бокове; б — двостороннє бокове; в, г — верхнє; д — верхнє і бокове (комбіноване), Е — освітленість, лк; l — ширина виробничого приміщення, м; Г — 0,8 м — горизонтальна поверхня нормування освітленості та її висота над підлогою, м; Еб, Ев, Ес — освітленість, відповідно, бокова, верхня, середня, лк Штучне освітлення застосовують у тих випадках, коли бракує або недостатньо природного освітлення. Його поділяють на загальне та комбіноване. У разі загального освітлення світильники розміщують у верхній зоні приміщення рівномірно (загальне рівномірне освітлення) або відносно розміщення обладнання (загальне локальне освітлення). За комбінованого освітлення до загального додають місцеве. Місцеве освітлення створюють світильники, які концентрують світловий потік безпосередньо на робочих місцях.

За призначенням штучне освітлення поділяють на робоче, аварійне, охоронне та чергове. Аварійне поділяють на освітлення безпеки та евакуаційне.

Робоче освітлення передбачають в усіх приміщеннях та на відкритих ділянках, призначених для роботи, проходу людей та руху транспорту.

Освітлення безпеки передбачається у випадках, коли відключення робочого освітлення і пов’язане з цим порушення обслуговування устаткування і механізмів може викликати вибух, пожежу, отруєння людей, тривале порушення технологічного процесу, порушення роботи таких об'єктів, як вузли радіоі телевізійних передач зв’язку, диспетчерські пункти, електричні станції. насосні установки водопостачання, каналізації і теплофікації, установки вентиляційні та кондиціонування повітря для виробничих приміщень, в яких недопустиме призупинення роботи. Світильники робочого та аварійного освітлення мають живитися від різних незалежних джерел.

Евакуаційне освітлення — освітлення для евакуації людей із приміщення у разі аварійного відключення робочого освітлення. Йото передбачено у місцях, небезпечних для проходу людей; у проходах і на сходах, що використовують для евакуації людей за чисельності евакуйованих понад 50 чоловік; у виробничих приміщеннях з постійно працюючими в них людьми, коли їх вихід з приміщення у разі аварійного відключення нормального освітлення пов’язаний з небезпекою травмування за продовження роботи виробничого устаткування; у приміщеннях громадських і допоміжних будинків промислових підприємств, якщо в приміщенні можуть перебувати одночасно понад 100 чоловік; у виробничих приміщеннях без природного світла.

Виходи з приміщень, де можлива присутність понад 100 чоловік та приміщень без природного світла, де можлива присутність понад 50 чоловік, або які мають площу понад 150 кв.м. мають бути відмічені покажчиками (світловими або написами, знаками тощо, які освітлюють світильники аварійного освітлення). Світлові покажчики встановлюють не нижче ніж 2 м від підлоги на відстані не більше за 25 м один від одного, а також у місцях повороту коридору.

Світильники аварійного освітлення мають відрізнятися від світильників робочого освітлення спеціально нанесеною буквою, А червоного кольору.

Вони можуть бути використані для евакуаційного освітлення.

Охоронне освітлення передбачено вздовж межі території, яку охороняють у нічний час, за браком спеціальних технічних засобів охорони.

Чергове освітлення — освітлення у неробочий час (за браком робочого процесу). Для його забезпечення можна використовувати частину світильників інших видів штучного освітлення.

4.4 Вплив освітлення на продуктивність та якість праці

Світло є важливим чинником життєдіяльності людини. Майже 80% усієї інформації надходить до людини через органи зору. Правильно організоване освітлення позитивно впливає на роботу центральної нервової системи, органів зору, продуктивність і безпеку праці, є важливим стимулятором організму.

За недостатньої освітленості розвивається короткозорість, знижується якість і продуктивність праці, притупляється уважність, викривляється інформація тощо.

Природне освітлення має хорошу дифузність, стимулює фізіологічні процеси, позитивно впливає на органи зору та обмін речовин в організмі людини, оскільки в ньому наявне ультрафіолетове випромінювання. Природне освітлення є основним і має бути, як правило, у приміщеннях, де постійно перебувають люди.

4.5 Можливі причини та умови виникнення пожежі під час розробки приладу, системи, виробу

Для проведення упереджу вальних профілактичних заходів щодо боротьби з пожежами на виробництві слід знати їх причини. Причина пожежі - це явище чи обставини, які безпосередньо спричиняють її виникнення. Найпоширенішими із них с: необережне поводження з вогнем: несправність виробничого обладнання; невиконання вимог пожежної безпеки під час виконання так званих вогневих робіт: газота електрозварювальних, паяльних; у разі механічної обробки металів із утворенням іскор тощо; порушення технологічних регламентів; самозагоряння твердого палива (наприклад, вугілля) у разі його зберігання, промаслених ганчірок тощо; невиконання вимог нормативних документів із питань пожежної безпеки.

Причини пожежі можуть бути електричного характеру, а саме: коротке замикання; струмові перевантаження; великі значення перехідних опорів; незадовільний стан електроустаткування та електроприладів, порушення правил їх монтажу та експлуатації; статична електрика; розряди атмосферної електрики (блискавки).

Пожежі виникають у разі паління в заборонених місцях та підпалів тощо.

В розділі «Охорона праці» були розглянуті шкідливі та небезпечні чинники, які формують умови праці розробника проекту. Також були наведені класифікація виробничих чинників, вплив освітлення на якість та продуктивність праці, можливі причини та умови виникнення пожежі.

СПИСОК ВИКОРИСТАНОЇ ЛІТЕРАТУРИ

1. Остославский И. В. Аэродинамика самолета. — М.: Машиностроение, 1957. — 560 с.

2. Бадягин А. А., Егер С. М., Мишин В. Ф., Склянский Ф. И., Фомин Н. А. Проектирование самолетов. — М.: Машиностроение, 1983. — 615 с.

3. Краснов Н. Ф. Основы аэродинамического расчета. — М.: Высшая школа, 1981. — 496 с.

4. Мхитарян А. М., Сухарников Ю. В. Расчет аэродинамических характеристик транспортного самолета с ДТРД на ЭЦВМ. — Киев, изд. КИИГА. 1979. — 67 с.

5. Бонч-Бруевич Г. Ф., Котельников Г. Н., Крючин А. Ф. Расчет аэродинамических и летных характеристик транспортных самолетов. Киев: Изд. КВИАУ ВВС, 1972. — 62 с.

6. Бонч-Бруевич Г. Ф., Задорожний А. И. Аэродинамические характеристики транспортных самолетов и их расчет. Учебное пособие. — К.: КВВАИУ, 1983. — 96 с.

7. Броуде Б. Г., Вальков Ю. А. Копылов Г. Н. Расчет летно-технических характеристик транспортного самолета. Л.: изд. ВАУ ГВФ, 1964. — 64 с.

8. Котельников Г. Н., Леонтьев Б. Г., Пахненко В. Л. Аэродинамика самолета. Москва: Военное издательство, 1986. — 336 с.

9. ДБН.2.5−28−2006., Будівельні норми України. Інженерне обладнання будинків і споруд. Природне та штучне освітлення. — К: Мінбуд України, 2006. — 95с.

10. Жидецький В. Ц. Основи охорони праці: підруч./В.Ц. Жидецький. — Л.: Афіша, 2002. — 320 с.