1. Разработка концепции проектируемого самолета

Разработке тактико-технических требований к проектируемому самолету предшествует весьма важный и трудоемкий комплекс предварительных исследований, называемый анализом проектной ситуации, который в значительной мере основывается на изучении статистического материала. Статистика позволяет проследить историю развития самолетов данного типа, установить численные значения основных параметров и летно- технических показателей этих самолетов и выявить тенденции их дальнейшего развития.

1.1 Основы научно-технического прогнозирования

1.1.1 Линейная функция тренда

Построим и проанализируем следующие зависимости параметров рассматриваемых самолетов.

Рисунок 6. График зависимости угла стреловидности от скорости.

Рисунок 7. График зависимости удлинения крыла от дальности полета.

Рисунок 8. График зависимости изменения крейсерской скорости по годам.

Рисунок 9. График зависимости изменения удлинения крыла по годам.

Рисунок 10. График зависимости изменение угла стреловидности по годам.

Рисунок 11. График зависимости изменения удельного расхода топлива по годам.

Из представленных графиков видно, что в процессе развития данного типа самолётов разработчики стараются оставить одну скорость, примерно 850-900 км/ч. Угол стреловидности имеет тенденцию уменьшаться с течением времени, и приходит к определённому значению примерно 28₀. Удлинение крыла примерно постоянно и равно 9, это можно объяснить тем, что разработчики пришли к выводу что это идеальное соотношение аэродинамики самолёта. В этом и состоит сущность развития гражданской авиации – добиться экономичности перевозок, безопасности, и простоты технического обслуживания.Согласно прогнозу по магистральным самолетам взлетная масса самолетов спроектированных и построенных в технологиях 2011 года, будет на 23…25 % меньше, чем самолетов 1995 года. Это существенное снижение взлетной массы определяется следующими основными компонентами технического прогресса: ламинеризация обтекания крыла – 4…6%; аэродинамическая компоновка - 6%; оборудование и системы - 1%; конструкция – 8…10% - за счет использования новых материалов; силовая установка - 3%.

1.2.Составление статистики

Параметры и характеристики проектируемого самолета должны выбираться с учетом опыта, накопленного при создании однотипных самолетов, на базе новейших достижений в области науки и техники. С этой целью соберем и изучим статистический материал. Для статистики рассмотрим пассажирские самолеты, аналогичные по классу с проектируемым - Ил – 86, Boeing 757-300, A – 300B4, Ил-96-400 и L - 1011 - 1 TriStar. Основные параметры и летно-технические характеристики занесем в таблицу 1. Анализ и обработка статистического материала позволит обоснованно выбирать и назначать важнейшие параметры и характеристики проектируемого самолета.

Ил-86. Самолет Ильюшин Ил-86 - первый советский широкофюзеляжный пассажирский авиалайнер - был выполнен по схеме низкоплан, имел фюзеляж круглого поперечного сечения с максимальной внутренней шириной 5,70 м (18 футов 8,5 дюйма) и был оснащен четырьмя турбовентиляторными двигателями Кузнецова НК-86, установленными на пилонах под крылом. Внутренняя компоновка обеспечивала размещение экипажа из трех или четырех человек в пилотской кабине и до 350 пассажиров в трех салонах, разделенных гардеробами. Посадка в самолет была уникальной, через три двери на нижней палубе со встроенными лестницами, что позволяло самолету загружаться без традиционных аэропортовских посадочных трапов. Встроенные лестницы выдвигались до уровня земли, и после посадки пассажиры могли сдать свой багаж в багажные ячейки на нижней палубе самолета перед тем, как подняться по неподвижным внутренним лестницам в пассажирский салон. Польский завод PZL в городе Мелец участвовал в изготовлении отдельных агрегатов самолета Ил-86. Строительство двух опытных самолетов началось в 1974г., и первый из них совершил полет 22 декабря 1976г. Самолет Ил-86 был подвергнут тщательным испытаниям. Первый серийный аппарат поднялся в воздух в октябре 1977г. Поставки в Аэрофлот начались в сентябре 1979г. Хотя большинство авиакомпаний стран социалистического лагеря, и особенно CSA и LOT, упоминались в качестве потенциальных экспортных заказчиков, заказы на самолеты не были получены, и они остались в собственности Аэрофлота. Полеты на внутренних авиалиниях начались 26 декабря 1980г., вслед за которыми в июле 1981г. начались международные полеты.

Характеристики. Тип: среднерейсовый широкофюзеляжный пассажирский самолет. Силовая установка: четыре турбовентиляторных двигателя Кузнецова НК-86 с тягой по 13000 кг. Летные данные: крейсерская скорость на высоте 11000 м 950 км/час; дальность полета с максимальной платной нагрузкой 3600 км. Вес: максимальный взлетный 208000 кг. Размеры: размах крыла 48,0 м; длина 59,54 м; высота 15,8 м; площадь крыла 320 кв. м.

Рис. 1.1 Самолет ИЛ-86

Boeing 757-300. В начале 1970-х годов фирма "Боинг" начала исследования среднемагистрального пассажирского самолета, предназначенного для замены самолетов типа 727 и 737. Новый самолет должен был иметь значительно улучшенную экономичность в связи с резким увеличением стоимости топлива в тот период (так называемый "энергетический кризис"). В 1977 г. фирма "Боинг" впервые объявила о проекте самолета 7N7, рассчитанного на перевозку 136 пассажиров. В середине 1978 г. рассматривался вариант на 160 мест, и он уже предназначался для замены только самолетов 727. К этому времени самолет получил обозначение 757. В дальнейшем его вместимость увеличилась до 189 мест. Официально программа разработки самолета 757 началась в августе 1978 г. Проект 160-местного варианта 757-100 не получил своего развития, и основным стал самолет 757-200 на 189 пассажиров. Первыми заказчиками самолета стали авиакомпании "Бритиш Эруэйз" и "Истерн Эрлайнз". В качестве силовой установки были выбраны двигатели Пратт-Уитни JT10D-4 (позднее получил обозначение PW2037) и Роллс-Ройс RB211-535. Первый полет опытный самолет с двигателями RB211-535 выполнил 19 февраля 1982 г. В конце декабря 1982 г. самолет завершил сертификацию в США, а в середине января 1983 г. - в Великобритании. Первый самолет получила авиакомпания "Истерн Эрлайнз" в конце декабря 1982 г. Летные испытания самолета с ТРДД PW2037 начались в марте 1984 г.; сертификация завершилась в конце октября 1984 г.

Первоначально самолет 757-200 был сертифицирован с взлетной массой 99,8 т, в дальнейшем она постепенно возросла до 115,6 т. На самолеты поздних выпусков стали устанавливаться более мощные ТРДД. Особенностью программы самолета 757 было то, что одновременно с ним велась разработка широкофюзеляжного самолета 767, который также рассматривался как высокоэкономичный самолет нового поколения. При их разработке фирма "Боинг" решила использовать единые бортовые и электронные системы, в частности общую кабину экипажа. Кроме пассажирского выпускается грузовой самолет 757-200PF, рассчитанный на перевозку грузов массой до 38 т. Отличается наличием боковой грузовой двери размером 3,4 х 2,19 м. В кабине самолета возможна перевозка до 15 поддонов. Боинг 757-200 имеет также модификацию самолета с двигателями Пратт-Уитни PW2037. Фирма "Пратт-Уитни" начала во второй половине 1970-х годов разработку нового ТРДД под обозначением JT10D-4 для будущих самолетов в классе на 150-160 мест. В дальнейшем двигатель был предложен для самолета 7N7, который позднее получил обозначение 757. В связи с тем, что двигатель английской фирмы "Роллс-Ройс" оказался готов раньше, первые серийные самолеты стали выпускаться именно с этими двигателями. Первый полет самолета 757-200 с ТРДД PW2037 состоялся 14 марта 1984 г. В конце октября 1984 г. он был сертифицирован, и в начале ноября авиакомпания "Дельта Эр Лайнз" получила первый самолет. В настоящее время самолеты оснащаются двигателями PW2040. Один самолет переоборудован в летающую лабораторию для отработки комплексов авионики для перспективного истребителя Локхид Мартин F-22 "Рэптор". В сентябре 1996 г. на международной авиационно-космической выставке в Фарнборо (Великобритания) фирма "Боинг" объявила о начале разработки самолета 757-300. От исходной модели он будет отличаться удлиненным на 7,1 м фюзеляжем (в результате чего максимальное число мест возрастет до 289), увеличенной взлетной массой 122 т и дальностью полета 6500 км. Поставки самолета 757-300 планировалось начать в 1999 г. Первым заказчиком является немецкая компания "Кондор", закупившая 24 самолета.

Характеристики. Тип: пассажирский дальнемагистральный самолет.

Силовая установка: два турбовентиляторных двигателя Пратт-Уитни PW2043 тягой по 189.4 кН. Летные данные: крейсерская скорость 935км/ч; скорость захода на посадку 248 км/час; практический потолок 13100 м; расчетная дальность полета 6426 км. Вес: снаряженного - 62100 кг; максимальный взлетный 123600 кг. Размеры: размах крыла 38,05 м; длина 47,32 м; высота 13,56 м; площадь крыла 185,2 кв.м.

Рис 1.2 Самолет Boeing 757-300

A300B4. Самолет является модификацией исходного варианта А300В2. Первый полет самолет А300В4 совершил 26 декабря 1974 г. Сертифицирован в марте 1975 г. Регулярная эксплуатация началась в мае 1975 г. На основе пассажирского самолета были разработаны грузопассажирский вариант А300С4 и грузовой самолет A300F4. Всего построено четыре самолета. Эти самолеты имеют на левом борту фюзеляжа перед крылом грузовую дверь размером 3,58 х 2,56 м. В кабине самолетов могут перевозиться до 20 грузовых поддонов, а в нижних грузовых отсеках ? до 20 грузовых контейнеров типа LD3. Самолеты могут перевозить платную нагрузку массой до 40 т. В конце 1980 г. консорциум "Эрбас Индастри" на основе самолета А300В4 приступил к разработке усовершенствованного варианта А300-600 для авиалиний средней и большой протяженности. В 1997 г. Национальный центр по исследованиям космического пространства Франции (КНЕС) получил модифицированный самолет А300 ZERO-G для имитации условий невесомости.

Характеристики. Тип: пассажирский самолет средней дальности. Силовая установка: два турбовентиляторных двигателя GE CF6-50C тягой по 238,4 кН. Летные данные: крейсерская скорость 890км/ч; скорость захода на посадку 240 км/час; практический потолок 11800 м; расчетная дальность полета с 250 пассажирами 3830 км. Вес: снаряженного - 89300 кг; максимальный взлетный 165000 кг. Размеры: размах крыла 44,84 м; длина 53,62 м; высота 16,53 м; площадь крыла 260 кв.м.

Рис. 1.3 Самолет Airbus A300B4

Ил-96-300. В 1974-1977 гг. одновременно с разработкой самолета Ил-86 в ОКБ С.В.Ильюшина проводились исследования по дальнемагистральному самолету Ил-86Д. Этот самолет отличался от исходного увеличенными размерами крыла (площадь 470 кв.м.) и новыми ТРДД с большой степенью двухконтурности, уменьшенным расходом топлива и тягой по 20850 кгс. Исследования в ЦАГИ показали, что за счет применения новых технических решений можно значительно улучшить топливную эффективность самолета Ил-86Д и повысить его весовое совершенство. В 1978 г. был разработан проект самолета Ил-96 с Т-образным оперением, крылом большего удлинения с новыми сверхкритическими профилями и площадью, уменьшенной до 387 кв.м. Исследования этого самолета велись до 1983 г., когда новые достижения в области авиационной науки и техники, в том числе новых бортовых цифровых ЭВМ, позволили пересмотреть прежний подход к разработке самолета Ил-96. Было решено отказаться от использования в его конструкции агрегатов планера и систем самолета Ил-86 и перейти к созданию полностью нового самолета Ил-96-300.

Самолет Ил-96-300 отличается от своего предшественника Ил-86 уменьшенной на 5.5 м длиной фюзеляжа, крылом большего размаха и уменьшенным углом стреловидности, увеличенными размерами вертикального оперения, улучшенным интерьером пассажирской кабины. В его конструкции применяются новые сплавы и композиционные материалы. На самолете используется автоматическая система контроля за расходом топлива, что позволяет выдерживать центровку самолета в полете. Особое внимание было уделено вопросам надежности и безопасности эксплуатации. На самолете используется отечественный цифровой комплекс авионики с шестью цветными многофункциональными дисплеями. Применяются электро-дистанционная система управления, инерциальная навигационная система и средства спутниковой навигации. Самолет может совершать посадку в погодных условиях по категории 3а ИКАО. Уровень шума соответствует нормам ИКАО, глава 3. Первый полет опытный самолет выполнил 28 сентября1988 г. В конце декабря 1992 г. он получил сертификат летной годности. Первые поставки серийных самолетов начались в 1993 г. По оценке экспертов, российским авиакомпаниям требуется 200-300 самолетов Ил-96-300.

Дальнейшим развитием самолета Ил-96-300 стало создание варианта Ил-96М с участием авиационных фирм США. Исследовался двухпалубный вариант Ил-96-550, оснащенный ТРРД НК -92 (4 20000 кгс) и рассчитанный на перевозку 550 пассажиров.

Характеристики. Тип: среднерейсовый широкофюзеляжный пассажирский самолет. Силовая установка: четыре ТРДД ПС-90А с тягой по 16000 кг. Летные данные: крейсерская скорость на высоте 12000 м 870км/час; дальность полета с максимальной платной нагрузкой 10600 км. Вес: максимальный взлетный 270000 кг. Размеры: размах крыла 60,1 м; длина 63,94 м; высота 15,27 м; площадь крыла 391,6 кв. м.

Рис. 1.4 Самолет Ил-96-300

L - 1011 - 1 TriStar

Среднемагистральный пассажирский самолет, разработанный американской фирмой Lockheed. После того как фирма Lockheed выиграла конкурс по программе разработки тяжелого стратегического военно-транспортного самолета СХ, создав самолет С-5 Galaxy, она проработала проект большого противолодочного самолета с двумя ТРДД. Этот проект был отклонен министерством обороны США, и фирма Lockheed решила на его основе создать широкофюзеляжный среднемагистральный самолет на 200-250 мест для эксплуатации на внутренних авиалиниях США. Требования к такому самолету выработала авиакомпания American Airlines. В 1966 г. фирмой был проработан эскизный проект самолета на 250 мест с двумя ТРДД на подкрыльных пилонах. Практически одновременно фирмой McDonnell Douglas велась разработка почти аналогичного самолета DC-10, но с тремя ТРДД. В начале февраля 1968 г. авиакомпания American Airlines выбрала для себя самолет DC-10, поставив фирму Lockheed в трудное положение.  Тем не менее фирма Lockheed быстро переработала проект под три ТРДД, разместив третий центральный двигатель внутри хвостовой части фюзеляжа. Воздух к этому двигателю подавался через S-образный канал воздухозаборника, расположенного в основании вертикального оперения. Официально к разработке самолета L-1011 -1 фирма Lockheed приступила в конце марта 1968 г., имея к этому времени 144 заказа. Всего фирма планировала продать не менее 500-550 самолетов. Ранее для самолета Tristar был выбран английский ТРДД Rolls-Royce RB211 -22В. Первый опытный самолет был построен в сентябре 1970 г. и 16 ноября выполнил первый полет. Однако в дальнейшем фирма Lockheed и ее партнер английская фирма Rolls-Royce столкнулись с серьезными трудностями, вызванными банкротством последней в феврале 1971 г. Только совместная помощь правительств США и Великобритании помогло фирме Rolls-Royce выйти из кризиса, причем американская сторона выдала фирме Lockheed гарантированный заем в размере 250 млн. долл. В результате самолет L-1011-1 был сертифицирован в апреле 1972 г. в США, а в июне того же года - в Великобритании. Поставки самолета начались в апреле 1972 г. американским авиакомпаниям Eastern Airlines и TWA. В последующие годы были разработаны различные модификации, отличавшиеся дальностью полета и взлетными массами. Тем не менее, из-за задержек в программе фирме Lockheed не удалось построить запланированное число самолетов, уступив на рынке место фирме McDonnell Douglas. Самолет L-1011 Tristar оказался последним пассажирским самолетом, созданным фирмой Lockheed за всю свою историю. На самолете установлен обычный комплекс авионики с электромеханическими средствами индикации данных. Комплекс соответствует стандартам ARINC 530 и 570. Самолеты L-1011 строились серийно в 1972- 1983 гг. Всего был построен 251 самолет. Данная модификация выпускалась серийно в 1972-1980 гг.; построено 162 самолета.

Характеристики. Тип: Среднемагистральный пассажирский самолет. Силовая установка: три ТРДД Rolls-Royce RB211-22B тягой по 190,5кН. Летные данные: крейсерская скорость 964 км/ч; практический потолок 12800 м; расчетная дальность полета с 400 пассажирами 5350 км. Вес: максимальный взлетный 195000 кг. Размеры: размах крыла 47,34 м; длина 54,17м; высота 16,87 м; площадь крыла 321 кв.м.

Рис. 1.5 Самолет L - 1011 - 1 TriStar

Таблица 1 - Основные параметры самолетов прототипов

Параметры самолета	Аналоги					Проектируемый самолет
Наименование самолета, год выпуска	Ил-86 1980	B 757-300 1996	А300B4 1974-84	Ил-96-300 1992	L - 1011 - 1 TriStar 1972	А-538
Число членов экипажа, чел.	3-4	2	3	2-3	3-4	3
Тип, обозначение и количество двигателей	4 ТРДД НК-86	2 ТРДД PW2043	2 ТРДД JT9D-59B	4 ТРДД ПС-90А	3 ТРДД Роллс-Ройс RB211-22B	4 ТРДД ПС-90А2
Статическая тяга , кН	520	378,8	476,8	640	571,5	640
Удельный расход топлива ,кг/кгс ч	0,739	0,563	0,658	0,595	0,589	0,388
Степень двухконтурности m	4,3	4,1	4,4	4,6	4,2	4,5
Взлетная масса , т	215	123,6	165	270	195	198,451
Масса коммерческой нагрузки , кг	42000	26700	35800	58000	38300	40950
Масса пустого самолета , т	111,5	80,92	89,3	132,4	109	88,7
Масса топлива , кг	113950	62100	39900	150400	90000	65767
Полная весовая отдача	0,481	0,345	0,459	0,509	0,441	0,553
Весовая отдача по коммерческой нагрузке	0,195	0,216	0,217	0,215	0,196	0,206
Удельная нагрузка на крыло , Н/м2	6591,09	6226	6547	6763,9	5959,34	6230,41
Тяговооруженность ,	0,247	0,312	0,295	0,242	0,299	0,259
Площадь крыла S , м2	320	185,2	260	391,6	321	312,5
Размах крыла , м	48	38,05	44,8	60,1	47,34	49,99
Удлинение крыла	7,2	7,82	7,72	9,22	6,98	8
Сужение крыла	5,25	4,71	3,6	4,38	4,11	4
Угол стреловидности крыла	38	25	28	32	35	32
Относительные толщины ;	0,11	0,108	0,105	0,013	0,0104	0,12
Диаметр фюзеляжа , м	6,08	3,76	5,64	6,08	5,97	6,2
Удлинение фюзеляжа	9,79	12,58	9,51	10,52	9,07	10
Удлинение ГО	4,148	4,5	3,95	4,357	3,87	3,9
Сужение ГО	2,86	3,0	2,11	3,67	3,43	3,4
Стреловидность ГО	43	34	36	42	39	36
Относительная толщина ГО	0,08	0,075	0,083	0,082	0,073	0,08
Площадь ГО , м2	101,99	50,73	69,5	107,99	114,38	78,12
К-т статического момента	0,75	0,68	0,65	0,72	0,74	0,7
Удлинение ВО	1,37	1,99	1,53	1,32	1,64	1,3
Сужение ВО	2,8	2,33	2,54	2,67	6,33	2,6
Стреловидность ВО	42	47	45	40	48	40
Относительная толщина ВО	0,07	0,075	0,083	0,082	0,073	0,08
Площадь ВО , м2	66,64	35,23	55,2	80,67	97,41	62,49
К-т статического момента	0,041	0,042	0,043	0,035	0,081	0,04
Относительная база шасси	0,359	0,384	0,36	0,423	0,369	0,4
Относительная колея шасси	0,232	0,198	0,219	0,183	0,2	0,2
Крейсерская скорость на высоте полета ,	870	890	890	870	964	870
Скорость захода на посадку , км/ч	240	238	230	240	235	234
Потолок , м	12000	12800	10670	12100	12800	11000
Дальность полета с нагрузкой , км/кг	3800	6426	3830	7600	5350	3800
Длина разбега (длина ВПП) , м	2600	2850	2230	2500	2420	1500(3500)
Продолжительность полета t, ч
Число пассажиров n	314	289	336	315	400	350
Тип ВПП	бетон	бетон	бетон	бетон	бетон	бетон
Крейсерское число Маха полета	0,82	0,84	0,81	0,83	0,82	0,82