![[personal profile]](https://www.dreamwidth.org/img/silk/identity/user.png){kind=small}
stailker
Целью работы является разработка метода выбора наивыгоднейших (оптимальных) параметров учебно-тренировочного самолета, удовлетворяющих выбранному критерию эффективности на основе заданных ТТТ, норм летной годности (НЛГ) и ОТТ ВВС на этапе предварительного проектирования.
Метод является основой для разработки эскизного и рабочего проектов самолета, имеющего уровень эффективности, превосходящий уровень самолетов аналогичного класса.
Приведем реализацию блока весовых расчетов реактивного УТС на этапе
предварительного проектирования.
Перед началом расчета должна быть выбрана схема самолета и исходя из
статистических данных (табл. 1) определена взлетная масса самолета в нулевом
приближении.
Исходными данными для проектирования являются тактико-технические
требования, предъявляемые к самолету.
Тактические требования:
– масса полезной нагрузки – 2500 кг;
– максимальная скорость полета – 1020 км/ч;
– практический потолок – 12 км;
– радиус действия – 875 км;
– длина разбега – 550 м;
– скороподъемность у земли – 120 м/с;
– радиус виража – 750 м;
– максимальная перегрузка – +8, -4g.
Технические требования:
– требования аэродинамики. Самолет должен иметь такие внешние формы
частей и их взаимное расположение, качество поверхности и размеры частей, ко-
Открытые информационные и компьютерные интегрированные технологии № 78, 2017
40
торые могли бы обеспечить:
• высокие летные характеристики при минимальных энергетических за-
тратах;
• необходимую устойчивость и управляемость полета;
• необходимый запас продольной статической устойчивости y
c
mz
;
• заданные (необходимые) взлетно–посадочные характеристики;
• минимальное повышение температуры конструкции за счет аэродина-
мического нагревания;
– требования прочности и жесткости предусматривают выполнение следу-
ющих условий:
• отсутствие разрушающих напряжений в конструкции при действии
нагрузок меньше разрушающих;
• отсутствие усталостных повреждений и разрушений при действии по-
вторных и динамических нагрузок;
• отсутствие недопустимых деформаций при действии эксплуатационных
нагрузок и высоких температур;
• достаточные общая и местная жесткости элементов конструкции, кото-
рые исключают нарушения аэродинамики, устойчивости полета, обеспечивают от-
сутствие вибраций;
– требования технологичности: минимальные трудоемкость, затраты мате-
риалов и энергии; сокращение времени подготовки производства и выпуск изде-
лий при минимальных затратах средств. Технологичность обеспечивается:
• простотой конструкции, рациональным, членением конструкции, мини-
мальным количеством деталей и узлов, максимальной их унификацией;
• унификацией материалов, деталей и узлов, преемственностью кон-
струкции и оснащения производства;
• размерами, формой конструкции деталей и узлов; материалами, позво-
ляющими использовать современные наиболее продуктивные технологические
процессы обработки и сборки;
• возможностью массового поточного производства деталей и поточной
сборки с использованием автоматических линий, робототехники;
• экономически целесообразной взаимозаменяемостью деталей и узлов;
• минимальными затратами материалов и энергии, использованием до-
статочно распространенных материалов и, возможно, меньшей стоимостью;
• высоким качеством продукции и рациональными методами контроля;
• максимальным использованием нормалей;
– требования выживаемости на земле и в воздухе:
• уровень боевой живучести;
• уровень летно-технических характеристик;
• уровень радиолокационной, оптической, инфракрасной и акустической
заметности;
• уровень эффективности средств радиоэлектронного противодействия.
На основе анализа ТТТ и схем самолетов-прототипов (рис. 2) на этапе
предварительного проектирования выбрана нормальная аэродинамическая ком-
поновка с двухкилевым вертикальным оперением и убирающимся в полете тре-
хопорным шасси с носовой стойкой (рис. 3).
Рассмотрим последовательность определения взлетной массы маневрен-
ного самолета с реактивным двигателем.
Для проектирования конкурентоспособного самолета, удовлетворяющего перспективным требованиям, разработаны концепции создания учебно-тренировочного самолета:
– по аэродинамике – разработка и создание аэродинамической компоновки самолета с крейсерским аэродинамическим качеством, равным 13,5, и взлетным аэродинамическим качеством, равным 8;
– по весовому совершенству – разработка и создание конструкции планера и систем с весовой отдачей по полезной нагрузке не менее 48 % (по массе конструкции планера не более 27 % );
– по прочности – разработка и создание конструкции планера, которая при требуемой весовой отдаче и заданной эксплуатационной перегрузке обеспечивает статическую прочность и ресурс не менее 20000 летных часов;
– по управлению – разработка и создание системы управления самолетом, которая должна обеспечивать высокие маневренные характеристики. Полетную информацию следует отображать посредством дисплеев. Для повышения характеристик управляемости самолет необходимо оснастить электродистанционной системой управления. Нагрузки на командный рычаг на всех режимах полета должны находиться в установленных нормами границах;
– по системам – разработка систем, которые должны обеспечивать надежную работу во всем эксплуатационном диапазоне;
– по эксплуатационной технологичности и ремонту – необходимо чтобы компоновка самолета давала возможность провести быстрый осмотр, подготовку к полету и техническое обслуживание;
– по выживаемости – разработка и создание систем выживаемости на земле и в воздухе.
Метод включает в себя формирование исходных данных, определение взлетной массы и геометрических параметров в нулевом приближении, определение влияния проектных параметров на взлетную массу самолета в первом и втором приближении, выбор оптимальных параметров, расчет взлетной массы в третьем приближении, проверку достижения заданных ТТТ, компоновку и центровку самолета, определение геометрических параметров, разработку чертежа общего вида и мастер-геометрии.
Технические требования:
– требования аэродинамики. Самолет должен иметь такие внешние формы частей и их взаимное расположение, качество поверхности и размеры частей, которые могли бы обеспечить:
• высокие летные характеристики при минимальных энергетических затратах;
• необходимую устойчивость и управляемость полета;
• необходимый запас продольной статической устойчивости;
• заданные (необходимые) взлетно–посадочные характеристики;
• минимальное повышение температуры конструкции за счет аэродинамического нагревания;
– требования прочности и жесткости предусматривают выполнение следующих условий:
• отсутствие разрушающих напряжений в конструкции при действии нагрузок меньше разрушающих;
• отсутствие усталостных повреждений и разрушений при действии повторных и динамических нагрузок;
• отсутствие недопустимых деформаций при действии эксплуатационных нагрузок и высоких температур;
• достаточные общая и местная жесткости элементов конструкции, которые исключают нарушения аэродинамики, устойчивости полета, обеспечивают отсутствие вибраций;
– требования технологичности: минимальные трудоемкость, затраты материалов и энергии; сокращение времени подготовки производства и выпуск изделий при минимальных затратах средств. Технологичность обеспечивается:
• простотой конструкции, рациональным, членением конструкции, минимальным количеством деталей и узлов, максимальной их унификацией;
• унификацией материалов, деталей и узлов, преемственностью конструкции и оснащения производства;
• размерами, формой конструкции деталей и узлов; материалами, позволяющими использовать современные наиболее продуктивные технологические процессы обработки и сборки;
• возможностью массового поточного производства деталей и поточной сборки с использованием автоматических линий, робототехники;
• экономически целесообразной взаимозаменяемостью деталей и узлов;
• минимальными затратами материалов и энергии, использованием достаточно распространенных материалов и, возможно, меньшей стоимостью;
• высоким качеством продукции и рациональными методами контроля;
• максимальным использованием нормалей;
– требования выживаемости на земле и в воздухе:
• уровень боевой живучести;
• уровень летно-технических характеристик;
• уровень радиолокационной, оптической, инфракрасной и акустической заметности;
• уровень эффективности средств радиоэлектронного противодействия.
Для апробации метода были определены проектные параметры самолета УТС-ХАИ и находящегося в эксплуатации учебно-боевого самолета Як-130. Основные летно-технические данные Як-130 и результаты расчета с помощью ЭВМ приведены в табл. 2.
Выводы
Разработан метод выбора оптимальных параметров учебно-тренировочного самолета. Проведен анализ влияния проектных параметров на составляющие уравнения существования самолета.
На основе заданных тактико-технических требований, предъявляемых к реактивному учебно-тренировочному самолету, проведен расчет и определены параметры проектируемого самолета. Определены геометрические параметры и создана мастер-геометрия учебно-тренировочного самолета. Метод апробирован на примере самолетов Як-130 и УТС-ХАИ. При сравнении полученных параметров с параметрами самолета Як-130 погрешность составила не более 4%.
Метод позволяет определить наивыгоднейшие значения проектных параметров самолета по критерию минимума массы на этапе предварительного проектирования.
Разработанный метод является основой для разработки эскизного проекта реактивного УТС.
https://www.khai.edu/csp/nauchportal/Arhiv/OIKIT/2017/OIKIT78/p36-58.pdf
(no subject)
Date: 2018-03-26 12:33 am (UTC)И обратная стреловидность крыла для дозвукового самолета в прошлой вариации была более перспективна в плане маневренности, только нужно было бы электронику дрессировать для укрощения зверя. Понятно, что это тоже время и деньги.
В итоге, просто украинский вариант Як-130 со своими плюсами и минусами.
(no subject)
Date: 2018-03-26 01:18 pm (UTC)На какое-такое вундерваффе под капотом они рассчитывают, если на Як-130 те же AИ-322 ???
(no subject)
Date: 2018-03-26 02:38 pm (UTC)Масса меньше из-за меньшей нагрузки.
(no subject)
Date: 2018-03-26 06:32 pm (UTC)Больше похоже на ошибки в исходных данных.
(no subject)
Date: 2018-03-27 10:56 am (UTC)Нет, смысл в таблице есть - стоит только посмотреть файл. Там статистикой проверялись коэффициенты в полуэмпирических формулах для характеристик самолета - расхода топлива, скорости, весов.
Смысла в работе немного по другой причине: 2 из 4 самолетов имеют одинаковую конструкцию (Л-15 и Як-130), Л-159 перетяжелен из-за большого комплекта аппаратуры, а Т-50 дико перетяжелен из-за несоответствия двигателям мало переработанного планера Ф-16. Поэтому пересчет самого Як-130 по формулам выдал больший вес конструкции, взлетный и площади крыла.
(no subject)
Date: 2018-03-28 06:14 pm (UTC)(no subject)
Date: 2018-03-28 08:25 pm (UTC)Реальна цифра - 875 км на висоті, еквівалентна 580 км на малій. Це радіус Су-24 - тобто вказані у якості ТТЗ дані насправді є лише результатами більш серйозного проєктування. І ця праця призначена для перевірки формул, на яких базуються серйозне проєктування.
А от з формулами можна й піти далі - міняти двигун, запас палива, крило...
(no subject)
Date: 2018-03-26 01:46 pm (UTC)Ось малої дальності - Gokdogan:
Добре видно по долонях, що діаметр ракети не сайдвіндерівський 127 мм, а артемівський 170. Стернові приводи, думаю, лучівські.
А от великої дальності набагато Bozdogan цікавіша:
Діаметр двигуна десь 200-210 мм - схожа на двигун Р-27. А от діаметр біля стерна менший і схожий на такий у Gokdogan - скоріш за все, використовуються однакові приводи. Якщо б турки розробляли приводи самостійно - через наслідування AIM-120 такого б рішення не було. Тож АР-260 мала продовження ))
(no subject)
Date: 2018-03-26 05:03 pm (UTC)- поки мало інфи і ракурсів