Технико-экономическое обоснование проекта самолета

     e_s→max

     Задача  поиска экстремума решается наложением ограничений на стоимость создаваемой  системы (С_s ≤ С_s), аккумулирующей затраты всех видов ресурсов в стоимостном выражении. Критерий еs указывает на глобальный оптимум по ТТХ и конструктивным параметрам самолета в целом и его отдельных подсистем, так как этот оптимум обеспечивает максимальное использование научно-технических возможностей, реализуемых в проектах перспективных самолетов.

     Эквивалентом  критерия e_s при С_s ≤ С_s является критериальная функция:

     Е = max (U/Сcв)

     где U - эффективность самолета в одном вылете;

     Сcв - стоимость самолето - вылета.

     ТТХ самолета оказывают влияние одновременно на U и Сcв. ТТХ влияют на Сcв главным образом через стоимость самолета, ТТХ самолета связаны с функциональными характеристиками двигателя; стоимость самолета включает стоимость двигателя, которая в свою очередь зависит от типа и функциональных характеристик (ФХ) двигателя [5].

     1.4. Функционально-методическая  схема, отражающая  последовательность  решения задачи, расчетные  модули и их  взаимосвязи

 

     Принципиальная  схема анализа и выбора параметров двигателя включает три контура. В контуре 1 формируются альтернативы самолёта с двигателем, каждый из которых имеет свой вектор термодинамических параметров. Альтернативы формируются для 3 - 4 дискретных значений массы целевой нагрузки (блок 1). В блоке 2 рассчитываются ФХ двигателя (Р,Р,Р,С,С) и ЛТХ самолёта. При этом осуществляется согласование ТДП и ФХ двигателя с геометрическими параметрами самолёта.

     К контуре 2 проводится субоптимизация параметров двигателя на основе анализа стоимость - функциональная эффективность двигателя. Варианты кривой Wg-Cpo передаются в контур 3, В блоке 6 определяется стоимость самолёта и снаряжения. В блоке 7 рассчитываются частные показатели эффективности, на основе которых в блоке 8 определяются обобщенные характеристики эффективности.

     В блоке 9 на основе расчетных данных о стоимости (блок 6) и эффективности самолёта противника, определяемой относительно каждой альтернативы проекта Uj, где n- число субоптимальных вариантов двигателя, устанавливается стоимость самолёто-вылета.

     Рис.1.3. Принципиальная схема анализа и выбора параметров двигателя  

     Данные  Ссв и Uj =(1;n) поступают в блок анализа эффективность-стоимость самолёта (блок 10). Здесь происходит отсев заведомо неперспективных вариантов и строится кривая эффективность - стоимость в координатах Ссв-U. Варианты, принадлежащие кривой Ссв-U, передаются в блок 11, где осуществляется выбор варианта системы самолёт-двигатель по критерию К/Сcв, ЛТХ самолёта и ФХ двигателя рассчитываются на ЭВМ и осуществляется ввод исходных данных проектных вариантов. Последовательно анализируется каждый вариант [5]. 
 
 

2.    РАСЧЕТ  СТОЙМОСТНЫХ   ПОКАЗАТЕЛЕЙ,  АНАЛИЗ

  РЕЗУЛЬТАТОВ  И   ВЫБОР ПРЕДПОЧТИТЕЛЬНОГО  ВАРИАНТА САМОЛЕТА 

     2.1   Исходные  данные  по  альтернативам   проекта 

      Исходные  данные  группируются  по  основным  системам,  параметрам  и  представляются  в  виде  таблиц.

                            Таблица 2.1

Термодинамические  параметры  двигателей

и  их  функциональные  характеристики

 

                                                       r _о = Р_о/ m_о 

где Р_о – стартовая  тяга  двигателя;

      m _о – масса двигателя. 

                                                                                                          Таблица 2.2

Весовые (массовые)  параметры  самолета  и  его  оборудования

 
 
 
 
 

                                                                                                          Таблица 2.3

           Маневренные  характеристики  самолета  и  целевые  показатели

                                                                                                        

 Таблица  2.4

                                                 Нормативные  данные

 

                                                                                                          Таблица 2.5

                                    Структура  применяемых  материалов

 

Условные  обозначения

П^*_к∑ –  суммарная  степень повышения  давления  в вентиляторе и 

            компресссоре  на  взлетном  режиме;

Т_г    – максимальное  значение  температуры газа  на  входе в турбину;

Т_ф   –   максимальное   значение  температуры газа  в форсажной камере;

µ_о       –  степень   двухконтурности;

 r_о    –   тяговооруженность ;   

С_р    – удельный  расход топлива на  бесфорсажном  режиме работы

            двигателя;

С_рф   – удельный  расход топлива на  форсажном режиме работы двигателя;

G_о    – взлетная  масса двигателя;

G_пл   – масса планера;

G_су   – масса силовой установки;

G_т    – масса топлива;

G_оу    – масса оборудования  управления;