Основные данные и краткое описание ЛА и его систем
Содержание
Условные обозначения и аббревиатуры.. 4
1 Общая часть. 5
1.1 Введение. 5
1.2 Основные данные и краткое описание ЛА и его систем.. 6
1.2.1 Гидравлическая система. 7
1.2.2 Комплексная система кондиционирования воздуха. 9
1.2.3 Система электроснабжения самолета. 11
1.2.4 Средства пожарной защиты.. 12
1.2.5 Топливная система. 13
1.2.6 Кислородная система. 14
1.2.7 Система водоснабжения и удаления отходов. 14
1.3 Анализ и выбор способов защиты от обледенения. 15
1.3.1 Механические противообледенители. 15
1.3.2 Физико-химические противообледенители. 15
1.3.3 Тепловые противообледенители. 16
1.4 Расчет потребной тепловой мощности на обогрев крыла (внешняя задача) 17
1.4.1 Объект исследования. 17
1.4.2 Метеорологические и расчетные условия обледенения. 18
1.4.3 Определение зоны улавливания воды.. 20
1.4.4 Профиль полета самолета прототипа. 22
1.4.5 Таблица рабочих режимов. 23
1.4.6 Уравнение теплового баланса. 25
1.4.7 Расчет местных коэффициентов теплоотдачи. 26
1.4.8 Суммарная плотность теплового потока. 27
1.5 Расчет противообледенителя (внутренняя задача) 29
1.5.1 Устройство рабочей части ВТ ПОС.. 29
1.5.2 Особенности обогрева поверхности. 33
1.5.3 Выбор принципиальной схемы.. 36
1.5.4 Определение расхода воздуха. 40
1.5.5 Расчет внутренних коэффициентов теплоотдачи. 41
1.5.6 Расчет температур воздуха в поперечных каналах. 43
1.5.7 Расчет «сухой» температуры поверхности. 44
1.5.8 Расчет влажной температуры поверхности предкрылка и испаряемой воды.. 46
|
|
|
1.5.9 Оценка эффективности работы системы.. 47
1.6 Расчет надежности и отказобезопасности системы.. 50
1.6.1 Краткое описание системы.. 50
1.6.2 Требования отказобезопасности к системе. 52
1.6.3 Анализ деревьев отказа для функциональной системы.. 52
1.6.4 Выводы.. 54
2 Специальная часть. 55
2.1 Введение. 55
2.2 Что такое AMESim.. 56
2.3 Математическое моделирование ВТ ПОС с помощью AMESim.. 57
2.3.1 Модель №1. 57
2.3.2 Модель №2. 61
2.4 Анализ результатов математического моделирования ВТ ПОС.. 62
2.4.1 Анализ соответствия модели №1. 62
2.4.2 Анализ соответствия модели №2. 63
2.5 Выводы.. 65
3 Экономическая часть. 66
3.1 Введение. 66
3.2 «Дигитализация» и «цифровое производство». 67
3.3 Роль AMESim в концепции «виртуальный самолет». 69
3.4 Экономическая эффективность использования ММ... 71
3.5 Вывод. 73
4 Технологическая часть. 74
4.1 Введение. 74
4.2 Объект испытаний. 75
4.3 Описание установки. 76
4.3.1 Система подачи сжатого нагретого вторичного воздуха. 79
4.3.2 Система хранения и подачи воды.. 79
4.3.3 Коллектор для распыления воды.. 81
4.3.4 Автоматизированная информационно-измерительная система. 82
4.4 Технологический процесс проведения испытаний. 86
4.5 Выводы.. 87
5 Охрана труда и окружающей среды.. 88
|
|
|
Введение. 88
5.1 Оценка условий труда. 90
5.1.1 Физические факторы.. 92
5.1.2 Тяжесть трудового процесса. 94
5.1.3 Напряженность трудового процесса. 96
5.2 Классификация помещения по электроопасности и пожароопасности. 99
5.3 Расчет звукоизоляции помещения пульта управления. 100
5.4 Вывод. 102
Список использованной литературы.. 103
Приложение А (Справочное) Зависимости из АП-25. 105
Приложение В (Обязательное) Распределение коэффициентов теплоотдачи. 109
Приложение С (Обязательное) Распределение температур «сухой» поверхности. 112
Приложение D (Обязательное) Распределение масс испаряемой воды.. 120
Приложение E (Обязательное) Дерево отказов системы.. 128
Приложение F (Обязательное) Схема установки стенда. 129
Условные обозначения и аббревиатуры
| Н | – высота полета; |
| S | – расстояние по обводу профиля от лобовой точки, шаг отверстий в распределительной трубе; |
| Sул | – зона улавливания воды, мм; |
| Sв | – зона улавливания воды на верхней поверхности, мм; |
| Sн | – зона улавливания воды на нижней поверхности, мм; |
| SЗ | – зона растекания воды на верхней поверхности, мм; |
| S'З | – зона растекания воды на нижней поверхности, мм; |
| Sпов | – координата точки поверхности, м; |
| T | – температура, град; |
| Tнв | – температура невозмущенного потока, °С; |
| Tice | – время обледенения, с; |
| Vпол | – истинная скорость полета, м/с; |
| W | – водность воздуха, г/м3; |
| Zотн | – относительное расстояние от средней горизонтали фюзеляжа до сечения крыла (расстояние, отнесенное к полуразмаху крыла); |
| Mул.в | – масса улавливаемой предкрылком воды на верхней поверхности, г/м3; |
| Mул.н | – масса улавливаемой предкрылком воды на нижней поверхности, г/м3; |
| MИ | – масса испаряемой предкрылком воды, г/с/м2; |
| τice | – продолжительность зоны обледенения, мин; |
| Gпос | – расход воздуха на обогрев половины крыла, кг/ч |
| Ср | – коэффициент давления или коэффициент теплоемкости воздуха при постоянном давлении, дж/кг∙град; |
| Cy | – коэффициент подъемной силы; |
| Сх | – коэффициент лобового сопротивления; |
| αдоп | – максимально допустимый угол атаки, град; |
| α | – угол атаки, град; |
| Qt | – вероятность отказа за один летный час; |
| Qh | – вероятность отказа за время полета; |
| ММ | – математическая модель; |
| ВТ | – воздушно-тепловой; |
| ПОС | – противообледенительная система. |
Общая часть
|
|
|
Введение
Данная дипломная работа предполагает собой обобщенную методику расчета воздушно-тепловой противообледенительной системы самолета, а также анализ возможности решения расчетных задач методом математического моделирования в программном пакете AMESim.
|
|
|
В работе приводятся технические и геометрические характеристики самолета прототипа и его систем, а также:
· анализ способов защиты от обледенения самолета прототипа;
· внешняя и внутренняя расчетная задача;
· расчет надежности и отказобезопасности системы;
· описание математического моделирования системы с помощью AMESim;
· экономический прогноз эффективности применения математического моделирования;
· описание экспериментальной установки и технологический процесс проведения испытаний;
· данные об охране труда и окружающей среды во время проведения испытаний.
Основные данные и краткое описание ЛА и его систем
Самолет представляет собой узкофюзеляжный двухмоторный низкоплан нормальной аэродинамической схемы со стреловидным крылом, однокилевым вертикальным оперением, с турбовентиляторными двигателями, расположенными под крылом и предназначен для перевозки пассажиров, багажа, животных в грузовых отсеках, почты и грузов на внутренних и международных авиалиниях.
Для обеспечения управляемости во всем диапазоне скоростей и высот полета самолет снабжен РВ для управления по тангажу, РН для управления по курсу и элеронами для управления по крену. На верхней поверхности каждой консоли крыла установлены пять управляющих поверхностей – интерцепторы и воздушные тормоза. Также на самолете применяется высокоэффективная механизация крыла, состоящая из пятисекционного предкрылка и двухсекционного закрылка на каждой консоли крыла. Для балансировки самолета в диапазоне эксплуатационных центровок на самолете установлен переставной стабилизатор.
Шасси самолета выполнено по традиционной схеме с одной передней (убирается против потока) и двумя основными опорами (убирается поперек потока).
Технические характеристики самолета прототипа:
· Размах крыльев: 42,3 м;
· Длина: 35,9 м;
· Высота: 11,5 м;
· Ширина салона: 3,81 м;
· Максимальная взлетная масса: 79250 кг;
· Максимальная посадочная масса: 69100 кг;
· Максимальная коммерческая нагрузка: 22600 кг;
· Максимальная заправка топливом: 20400 кг;
· Максимальная дальность полёта в двухклассной компоновке: 6000 км;
· Двигатели: 2 ПД-14 либо 2 PW1400G;
· Крейсерская скорость: 870 км/ч;
Гидравлическая система
Гидравлическая система самолет предназначена для гидропитания систем самолета, систем двигателя при штатной работоспособности источников гидропитания и на отказных режимах.
Рабочая жидкость гидросистемы: Skydrol LD-4, HyJet-IVA и другие по
SAE AS 1241 (тип IV, класс 1; тип V, класс 1).
Номинальное давление рабочей жидкости: в линии нагнетания 210 кгс/см2, в линии слива 10 кгс/см2.
Гидросистема самолета состоит из следующих подсистем:
· Первой гидросистемы (ГС1);
· Второй гидросистемы (ГС2);
· Третьей гидросистемы (ГС3);
· Системы наддува гидробаков, обеспечивающей бескавитационную работу насосов, насосных станций и ТНУ.
Функционально в состав гидросистемы входит пульт управления «ГИДРОСИСТЕМА» на комплексном потолочном пульте (КПП) и СУОСО в части, обеспечивающей контроль работоспособности элементов гидросистемы, автоматическое управление источниками давления и кранами блока питания гидросистемы.
Установка на самолете:
· Коммуникации, агрегаты, бортовые штуцеры ГС1 располагаются в пилоне левого двигателя;
· Коммуникации, агрегаты, бортовые штуцеры ГС2 располагаются в пилоне правого двигателя;
· Коммуникации, агрегаты, бортовые штуцеры ГС3, ТНУ – в обтекателе крыло-фюзеляж справа;
· Штуцеры заправки гидросистем и контроль уровня заправки гидробаков рабочей жидкостью при заправке-дозаправке – в обтекателе крыло-фюзеляж справа;
· Основной источник давления устанавливается на коробку приводов двигателя.
Структурная схема гидросистемы с потребителями указана на рис. 1.1.
Комплексная система кондиционирования воздуха
Комплексная система кондиционирования воздуха (КСКВ) предназначена для поддержания микроклимата внутри отдельных отсеков самолета в условиях знакопеременных внешних тепловых нагрузок и интенсивного воздействия внутренних источников тепла. Принципиальная схема КСКВ приведена на рис. 1.2.
Основные функции КСКВ:
· Ограничение параметров воздуха в трубопроводах отбора и распределения воздуха от двигателей и наземных источников;
· Наддув и поддержание заданных климатических требований в гермокабине на всех высотах и режимах полета и на земле;
· Охлаждение и обогрев воздухом самолетного оборудования;
· Управление и контроль технического состояния ПОС крыла;
· Подача воздуха в систему нейтрального газа.
КСКВ функционально разделена на системы:
· Система кондиционирования воздуха;
· Система распределения воздуха;
· Система автоматического регулирования давления (САРД);
· Система обогрева и охлаждения;
· Система управления КСКВ;
· Система регулирования температуры;
· Система отбора воздуха;
· Система распределения воздуха;
· Система обнаружения утечек.
Условия эксплуатации КСКВ, при которых система должна выполнять свои функции и обеспечивать требуемые характеристики:
· Температура наружного воздуха: у земли, на уровне моря, в пределах от минус 55 до плюс 55 °С; на крейсерских высотах полета от минус 36 до минус 70 °С;
· Максимальная относительная влажность воздуха у земли до 98%;
· Высота аэродрома над уровнем моря от минус 300 до 4058 м;
· Высота полета до 12200 м
Дата добавления: 2018-06-01; просмотров: 401; Мы поможем в написании вашей работы! |
Мы поможем в написании ваших работ!