3.2. Розрахунок економічності літака
У даному підрозділі виконаний розрахунок економічності вантажного середньо-магістрального літака підвищеної транспортної ефективності з чотирма ТГВД і наступними основними характеристиками:
максимально допустима злітна маса літака m0 = 142539 кг;
максимально допустима посадочна маса mпос. max = 125645 кг;
маса порожнього літака mпор = 79582 кг
максимальна маса комерційного навантаження при розрахунковому польоті mком = 35000 кг;
маса службового навантаження mслуж = 1064 кг;
паливо, що витрачається при розрахунковому польоті mп = 23157 кг;
аеронавігаційний запас mанз = 3736 кг;
сумарна злітна потужність Nзл = 4×10640 кВт = 4×14466 к. с.;
об’єм вантажної кабіни – 427 м3
ємність паливних баків дозволяє вмістити mп. б = 37500 кг палива при його густині ρ = 775 кг/м3;
середня годинна витрата палива qср = 4260,384 кг/год;
середня кілометрова витрата палива складає qкм = 6,09 кг/км;
розрахункова максимальна дальність польоту з максимальним комерційним навантаженням складає 3800 км;
розрахункова висота крейсерського польоту складає 9,5 км;
розрахункова швидкість крейсерського польоту Vкр = 740 км/год;
екіпаж: два пілоти, один супроводжуючий.
Значення максимального комерційного навантаження необхідно перевірити по формулі (3.7), тобто
Необхідна умова по формулі (3.7) виконується, тобто комерційне навантаження в 35000 кг може транспортуватися. [3]
Аналіз економічності проектованого літака проводиться для наступних варіантів комерційного навантаження літака:
максимально допустиме комерційне навантаження за умови виконання польоту на максимально можливу (перегоночну) дальність, що обмежується ємністю баків і визначається з умови формули (3.7), тобто наступним чином:
максимальне комерційне навантаження при розрахунковому польоті, тобто при параметрах польоту закладених у технічному завданні проекту літака (дальність польоту – 3800 км, висота польоту – 9,5 км, крейсерська швидкість польоту – 740 км/год), що складає 35000 кг;
довільне проміжне комерційне навантаження – 30000 кг;
максимально допустиме комерційне навантаження, що обмежується максимально допустимою посадочною масою літака, яке визначається з умови формули (3.8), тобто наступним чином:
Подальший розрахунок економічності проводиться для крейсерської швидкості польоту 740 км/год, висоти польоту 9,5 км і середньої кілометрової витратою палива 6,09 кг/км, що отримані з неповного аеродинамічного розрахунку.
Умовно приймається, що середня кілометрова витрата палива однакова для усіх варіантів завантаження і практичних дальностей польоту, оскільки аеродинамічний розрахунок літака проводився лише для розрахункового польоту, тобто для польоту з параметрами закладеними у технічному завданні на проект.
При злітній масі літака в 142539 кг, в залежності від комерційного навантаження, практична (максимальна) дальність польоту змінюється таким чином, як показано у табл. 3.5.
Таблиця 3.5 | ||||
Залежність практичної дальності польоту від комерційного навантаження | ||||
Комерційне навантаження mком , кг | Запас витрачаємого палива mп , кг | Практична дальність польоту Lпр , км | Дальність Lз. п , км | Час tз. п , год |
1 | 2 | 3 | 4 | 5 |
41263 | 16894 | 2774 | 600 | 0,84 |
35000 | 23157 | 3803 | 600 | 0,84 |
30000 | 28157 | 4624 | 600 | 0,84 |
24393 | 33764 | 5544 | 600 | 0,84 |
Примітка: 1. Практична дальність польоту L дана без врахування зустрічного вітру; 2. У величіні tз. п , крім часу, що витрачається на зліт, розгін, набір висоти, планування і приземлення, враховано додатковий час (10 хв) на руління перед зльотом і після приземлення, а також додатковий час (10 хв) на маневрування у повітрі після зльоту і перед приземленням.
Розрахунок продуктивності літака для зазначених вище варіантів комерційного навантаження виконаний згідно даних табл. 3.5 і формулам (3.2) і (3.3), де не враховується вплив зустрічного вітру, оскільки можливий варіант і попутного вітру, тобто метеорологічні умови усереднено. Результати розрахунків зведені у табл. 3.6.
Таблиця 3.6 | ||||||
Результати розрахунку продуктивності літака | ||||||
mком , т | Lпр , км | Lз. п , км | tз. п , год | Vр , км/год | kк | П, т·км/год |
1 | 2 | 3 | 4 | 5 | 6 | 7 |
41,263 | 2774 | 600 | 0,84 | 734,3 | 0,95 | 28784 |
35 | 3803 | 600 | 0,84 | 735,8 | 0,95 | 24466 |
30 | 4624 | 600 | 0,84 | 736,6 | 0,95 | 20992 |
24,393 | 5544 | 600 | 0,84 | 737,1 | 0,95 | 17081 |
Витрати на амортизацію літака визначаються по формулі (3.9). Для розрахунку використовуються наступні данні: Тл = 60000 год – амортизаційний (повний) строк служби літака; tл = 12000 год – строк служби літака між двома капітальними ремонтами; kр. л = 0,1 – відношення вартості капітального ремонту до відпускної ціни літака (без двигунів); маса силової установки mсу = 23803 кг; маса порожнього літака mпор = 79582 кг; відпускна ціна (вартість) літака при умові виробництва не менше 300 літаків згідно формули (3.10) дорівнює:
|
|
Таким чином амортизація літака на одну літако-годину рівна:
Витрати на амортизацію двигунів визначаються по формулі (3.11). Для розрахунку використовуються наступні дані: n = 4 – число двигунів на літаку; Тдв = 12000 год – амортизаційний строк служби двигуна; tдв = 3000 год – міжремонтний строк служби двигуна (ресурс); злітна потужність одного двигуна Nзл = 14466 к. с.; відпускна ціна (вартість) двигуна згідно формули (3.12) дорівнює:
Тоді амортизація двигунів літака дорівнює:
Витрати на поточний ремонт і ТО літака та його двигунів згідно формули (3.13) при kто. л = 0,5 у.о./год·т – питома вартість ТО і поточного ремонту планера літака з його обладнанням; kто. дв = 0,1 у.о./к. с.·год – питома вартість ТО і поточного ремонту двигуна; дорівнюють:
Видатки на заробітну платню льотному екіпажу і супроводжуючим згідно формули (3.21) і даним табл. 10.4 дорівнюють:
Визначення вартості палива, віднесеної до години льотної експлуатації літака, виконується стосовно чотирьох варіантів польоту з різним комерційним навантаженням, рахуючи, що сума запасу витрачаємого палива і аеронавігаційного запасу дорівнює кількості усього палива на борту літака.
Використовується паливо ТС1, вартістю Сп = 1000 у.о. за одну тону.
Вартість палива, віднесена до однієї години льотної експлуатації літака визначається згідно формули (3.14), тобто наступним чином:
Тривалість польоту визначається згідно формули (3.15), без врахування зустрічного або попутного вітру.
Результати розрахунку вартості палива зведені у табл. 3.7.
Таблиця 3.7 | ||||
Результати розрахунку вартості палива | ||||
Комерційне навантаження mком , т | Кількість палива на борту mп , т | Загальна вартість палива Сп , у.о. | Час польоту Tпол , год | Вартість палива Ап , у.о./год |
1 | 2 | 3 | 4 | 5 |
41,263 | 20,63 | 20630 | 3,778 | 5460,69 |
35 | 26,893 | 26893 | 5,168 | 5204,10 |
30 | 31,893 | 31893 | 6,277 | 5080,82 |
24,393 | 37,5 | 37500 | 7,521 | 4985,83 |
Таким чином, усі складові частини величини видатків на експлуатацію визначені, а значення самих видатків розраховується згідно формули (3.22), тобто
Результати розрахунків зведені у табл. 3.8. Значення величини А змінюється в залежності від кількості палива на борту літака і тривалості польоту, тобто в залежності від маси комерційного навантаження при незмінній злітній масі літака.
Коефіцієнт kі. в , що враховує інші прямі видатки, прийнятий рівним 1,07.
Таблиця 3.8 | ||||||||
Результати розрахунку видатків на експлуатацію літака | ||||||||
mком , т | mп , т | Lпр , км | Аа. л , у.о./год | Аа. дв , у.о./год | Ато , у.о./год | Ап , у.о./год | Аз. п , у.о./год | А, у.о./год |
1 | 2 | 3 | 4 | 5 | 6 | 7 | 8 | 9 |
41,263 | 20,63 | 2774 | 26,03 | 47,74 | 97,66 | 5460,69 | 70 | 8236,70 |
35 | 26,893 | 3803 | 26,03 | 47,74 | 97,66 | 5204,10 | 70 | 7866,07 |
30 | 31,893 | 4624 | 26,03 | 47,74 | 97,66 | 5080,82 | 70 | 7687,98 |
24,393 | 37,5 | 5544 | 26,03 | 47,74 | 97,66 | 4985,83 | 70 | 7550,77 |
Оскільки відомі значення величин продуктивності літака і годинних експлуатаційних видатків, стає можливим визначення згідно формули (3.1) собівартості тонно-кілометра а в залежності від значення величини комерційного навантаження. Результати розрахунків по визначенню собівартості тонно-кілометра при заданих параметрах польоту, тобто величини, що характеризує економічність літака, зведені у табл. 3.9.
Таким чином у даному підрозділі виконаний розрахунок економічності
Таблиця 3.9 | |||||
Результати розрахунку собівартості тонно-кілометра а | |||||
mком , т | mп , т | Lпр , км | А, у.о./год | П, т·км/год | а, у.о./т·км |
1 | 2 | 3 | 4 | 5 | 6 |
41,263 | 20,63 | 2774 | 8236,70 | 28784 | 0,2862 |
35 | 26,893 | 3803 | 7866,07 | 24466 | 0,3215 |
30 | 31,893 | 4624 | 7687,98 | 20992 | 0,3662 |
24,393 | 37,5 | 5544 | 7550,77 | 17081 | 0,4420 |
проектованого літака. Отримані дані по величинам, що характеризують економічність літака, зазвичай, підлягають аналізу, який виконаний у наступному підрозділі.
- Міністерство освіти і науки україни
- Дипломна робота (пояснювальна записка)
- Національний авіаційний університет
- Завдання на виконання дипломної роботи
- Реферат
- Перелік умовних позначень, скорочень, термінів
- Перелік креслень
- Розділ 1 основна частина. Проект вантажного смл вступ
- 1.1. Вибір проектних параметрів літака
- 1.1.1. Обробка статистичних даних
- 1.1.2. Формування технічного завдання на проект
- 1.1.3.1. Розташування крила та оперення відносно фюзеляжу, їх форма
- 1.1.3.2. Розташування двигунів, їх тип та кількість
- 1.1.3.3. Вибір типу та розташування опір шасі
- 1.1.4. Вибір основних параметрів крила
- 1.1.5. Вибір основних параметрів фюзеляжу
- 1.1.6. Вибір оптимального питомого навантаження на крило та наближена оцінка аеродинамічних характеристик літака
- 1.1.7. Оцінка потрібної енергоозброєності літака
- 1.2. Розрахунок злітної маси літака
- 1.2.1. Оцінка відносної маси палива
- 1.2.1.1. Розрахунок питомої витрати палива
- 1.2.1.2. Розрахунок відносної маси палива при польоті на максимальну дальність з максимальним комерційним навантаженням
- 1.2.2. Розрахунок відносних мас основних частин літака
- 1.2.3. Рішення рівняння балансу мас
- 1.3. Підбір двигунів
- 1.4. Розрахунок мас літака
- 1.5. Компоновка літака
- 1.5.1. Оцінка відносної маси палива
- 1.5.1.1. Розрахунок питомої витрати палива
- 1.5.1.2. Геометричні характеристики елеронів
- 1.5.1.3. Компоновка та визначення геометричних параметрів механізації крила
- 1.5.2. Компоновка та розрахунок основних параметрів оперення
- 1.5.3. Компоновка фюзеляжу
- 1.5.3.1. Геометричні та конструктивні параметри фюзеляжу
- 1.5.3.2. Кабіна екіпажа
- 1.5.3.3. Вантажна кабіна
- 1.5.3.4. Люки та двері
- 1.5.4. Компоновка шасі
- 1.6. Центровка літака
- 1.6.1. Визначення центра мас спорядженого крила
- 6.1.2. Визначення центра мас спорядженого фюзеляжу
- 1.6.3. Визначення центра мас спорядженого літака
- 1.6.4. Розрахунок варіантів центровки
- 1.7. Технічний опис конструкції літака
- 1.7.1. Аеродинамічна компоновка літака
- 1.7.2. Конструкція планера
- 1.7.2.1. Фюзеляж
- 1.7.2.2. Крило Крило літака (рис. 1.11) складається з центроплана, лівої і правої консольних частин. [15]
- 1.7.2.3. Оперення
- 1.7.3. Гідравлічна система літака
- 1.8. Оцінка льотно-технічних характеристик літака
- 1.8.1. Визначення злітної дистанції літака
- 1.8.1.1. Розрахунок злітної дистанції нормального зльоту
- 1.8.1.2 Розрахунок злітної дистанції продовженого зльоту
- 1.8.2. Визначення дистанції зниження та посадочної дистанції
- Висновок
- 2.1. Призначення елерона
- 2.2. Технічний опис конструкції елерона
- 2.3. Побудова епюр поперечних сил, згинальних та крутних моментів, що діють на елерон
- 2.4. Розрахунок на міцність силової нервюри елерона
- Визначення коефіцієнтів запасу міцності для відповідних перерізів
- Висновок
- 3.1. Методика розрахунку продуктивності літака і видатків на його експлуатацію
- 3.1.1. Визначення продуктивності літака
- 3.1.2. Визначення видатків на експлуатацію літака
- 3.2. Розрахунок економічності літака
- 3.3. Аналіз факторів, що впливають на економічність літака
- Висновок
- Розділ 4 охорона праці вступ
- 4.1. Перелік небезпечних і шкідливих виробничих чинників під час технічної експлуатації об’єкта, що проектується
- 4.2. Технічні заходи, що виключають або обмежують вплив на персонал небезпечних і шкідливих виробничих чинників
- 4.3. Розрахунок заземлювального пристрою для захисту від статичної електрики
- 4.4. Забезпечення пожежної та вибухової безпеки об'єкта, що проектується
- 4.5. Інструкції з техніки безпеки праці при виконанні то елерона
- Висновок
- Розділ 5 охорона навколишнього середовища вступ
- 5.1. Законодавча база охорони нпс України
- 5.2. Розрахунок викидів окису вуглецю та окислів азоту двигунами проектованого літака
- 5.3. Еколого-економічна оцінка збитку, який спричиняється річними викидами со і nOх
- 5.4. Методи і засоби зниження авіаційного шуму
- 5.5. Розробка заходів по підвищенню екологічної безпеки проектованого літака
- Висновок
- Розділ 6
- 6.1.2. Завдання та функції системи управління безпекою польотів пс
- 6.2. Розрахунок злітної дистанції продовженого зльоту
- Висновок
- Розділ 7 метрологічне забезпечення
- Висновки
- Список використаних джерел