Практична робота №1 Оцінка досконалості систем обладнання літального апарату

Практична робота №1 
Оцінка досконалості систем обладнання літального апарату
за критерієм стартової маси 
 
1. КРИТЕРІЇ ЕФЕКТИВНОСТІ ЛІТАЛЬНИХ АПАРАТІВ 
Аналіз критеріїв ефективності літальних апаратів показує, що у практиці 
проектування існує і використовується велика кількість показників. Відоме 
моно- і полікритеріальне трактування ефективності.
Прихильники полікритеріального рішення пропонують представляти 
критерій ефективності у формі суми або добутку (співвідношення) окремих 
(приведених, як правило, до безрозмірної форми) показників якості, 
помножених на коефіцієнти значущості (вагові коефіцієнти). Проте на даний 
момент немає об'єктивного методу визначення значення вагових коефіцієнтів, 
і цілком резонно виникає питання про обґрунтованість їх вибору.
Найбільш об'єктивною, загальною та універсальною є монокритеріальна 
оцінка, коли як критерій використовуються показники економічної 
ефективності літального апарату. Сутність економічної оцінки ефективності 
полягає у зіставленні повних витрат праці створення машини з наступною 
економією поточних витрат від її застосування.
Як критерій економічної ефективності використовується норма 
прибутку або коефіцієнт рентабельності. 
E
N
 ≤ 
Р−С
К
 = 
𝑅
𝐾
(1) 
де Р – вартість річного випуску продукції; С – собівартість річного 
випуску продукції; К – капітальні витрати; R – річний прибуток; Е
N
– норматив 
ефективності витрат чи коефіцієнт рентабельності. 
Через складність визначення цін, які б точно відображали необхідні 
витрати праці, використання критерію економічної ефективності пов'язане із 
серйозними труднощами. Крім того, коефіцієнт рентабельності не дає 
можливості оцінювати літальні апарати оборонного призначення, оскільки 
додатковий продукт у сфері їхнього функціонування не створюється. Тому на 
практиці оцінки ефективності літальних апаратів знайшли застосування більш 
часткові економічні показники.
Для порівняльної оцінки цивільних літальних апаратів використовується 
“показник тоно-кілометра”. Собівартість перевезень розраховується за 
формулою
a = 
𝐴
𝐾
𝐾𝑂𝑀
𝑀
𝐾𝑂𝑀
𝑉
𝐶𝑅
(2) 
де А – витрати на експлуатацію літака протягом однієї льотної години; 
М
KOM
– маса комерційного навантаження; V
CR
– рейсова швидкість польоту; 
К
KOM
– коефіцієнт комерційного навантаження, що враховує середньорічне 
неповне завантаження літака.
У показнику собівартості за допомогою економічних категорій 
враховуються та зіставляються ознаки не тільки транспортної, а й виробничої 
та експлуатаційної ефективності літака. Транспортна ефективність визначає 

досконалість літака в залежності від його технічних показників, таких як 
вагова віддача, аеродинамічна якість, питома витрата палива.
Виробнича 
та 
експлуатаційна 
характеристики 
відображають 
досконалість літака як об'єкта промислового виробництва та технічної 
експлуатації.
Для 
оцінки 
літаків 
військового 
призначення 
як 
критерії 
використовуються показники бойової ефективності.
Як приклад можливо оцінювати бойовий літак за показником 
Е = D/C (3) 
де D – заподіяна або попереджена шкода; С – вартість засобів ураження.
Критерій Томашевича: 
η = Р/В (4) 
де Р – цільова віддача літака – експлуатаційний ефект літака за час його 
експлуатації; В – витрати прямої та уречевленої праці (у вартісному 
вираженні) на виготовлення літака та забезпечення його експлуатації.
Для військового літака цільова віддача – це робота, яку зможе виконати 
літак, що проектується, за час його експлуатації, з урахуванням ймовірності 
доставки вантажу до місця призначення із заданою точністю.
Для пасажирських літаків вищенаведений показник ефективності є не 
що інше, як величина, обернена до собівартості тоно-кілометра. 
Показники (1)...(4) є найбільш загальними і об'ємними критеріями, і 
вони використовуються в оцінці ефективності ЛА на усіх етапах і стадіях 
проектування. Однак можливі постановки задачі проектування, за яких деякі 
параметри, що входять до складу критеріїв (1) ... (4), за умовами завдання 
зафіксовані і залишаються незмінними.
У цьому випадку загальні критерії трансформуються у часткові: 
приведені витрати, собівартість тоно-кілометра, злітну масу літака. Оцінку з 
використанням часткових показників слід розуміти в тому сенсі, що у 
оптимального проекту літака за інших рівних умов аналізований частковий 
критерій досягає мінімуму.
Розглянемо можливість трансформації загальних критеріїв економічної 
ефективності у часткові показники на різних стадіях створення літака. 
Відомо, що процес проектування літальних апаратів розбивається на 
етапи предескізного, ескізного та робочого проектування. Безпосередньо 
проектування передує етап так званого зовнішнього проектування, де на 
підставі параметричних досліджень літаків як елементів транспортної чи 
бойової системи, аналізу їхньої взаємодії з елементами комплексу, в якому 
вони 
функціонуватимуть, 
прогнозуються 
потрібні 
характеристики 
майбутнього літака. При цьому здійснюються багатоваріантні розрахунки 
щодо визначення та оптимізації техніко-економічних показників експлуатації 
передбачуваного літака у наміченій транспортній мережі або показників 
бойової ефективності в системі озброєння. Внаслідок цієї роботи 
визначаються необхідні тактико-технічні характеристики літака, що 
дозволяють сформулювати тактико-технічні вимоги на його проектування. 

На етапі ескізного проектування отримані раніше геометричні, вагові та 
енергетичні параметри втілюються у конкретне конструктивне компонування 
літака. Для оцінки варіантів проекту ЛА на етапі ескізного проектування 
використовуються економічні критерії – критерій (4) або собівартість тонно-
кілометра у разі цивільних ЛА.
Однак при порівняльному аналізі літаків, що мають постійні значення 
дальності польоту L, крейсерської швидкості V, маси корисного навантаження 
М
PL
, вартості та ресурсу його частин, економічні критерії трансформуються у 
простіший критерій – злітну масу літака. Найкращий варіант відповідає 
мінімуму злітної маси літака. 
На етапі робочого проектування параметри, що впливають на цільову 
ефективність літака, вважаються фіксованими, тому критерієм оцінки ЛА 
також може використовуватися злітна маса літака. При цьому передбачається, 
що зміна злітної маси не супроводжується значною зміною вартісних 
показників. 
2. КРИТЕРІЇ ДЛЯ ОЦІНКИ ЕФЕКТИВНОСТІ СИСТЕМИ
ОБЛАДНАНИЯ ЛА 
Як показує практика, завдання проектування авіаційної системи 
обладнання можна поділити на три взаємопов'язані завдання.
1. Вибір принципової схеми системи.
2. Вибір величин параметрів робочих тіл та конструктивних параметрів 
системи.
3. Конструкторське опрацювання (робоче проектування).
Зазначений поділ завдань відпрацьовано практикою проектування 
систем обладнання ЛА і пояснюється неможливістю одночасного 
розв’язування всіх завдань проектування на одному етапі. 
Аналізуючи відповідність стадій проектування систем обладнання ЛА 
етапам проектування ЛА, можна помітити, що на етапі предескізного 
проектування ЛА вирішується питання про концепцію майбутньої системи та 
про здійсненність вимог, які висуваються до систем обладнання, виходячи із 
заданих тактико-технічних вимог до ЛА.
На етапі ескізного проектування на підставі заданих технічних вимог 
вибирається принципова схема системи обладнання та визначаються 
конструктивні параметри та параметри робочих тіл обраного варіанта системи, 
складається вагове зведення системи, розраховуються енергетичні витрати, 
визначається зв'язок систем обладнання ЛА з іншими підсистемами ЛА.
І на цьому етапі вихідними даними для проектування систем обладнання 
ЛА є дані, які визначаються на підставі тактико-технічних вимог до літака. 
Крім ТТВ для проектування систем обладнання ЛА необхідна інформація про 
компонування, геометричні розміри літака, характеристики використовуваних 
двигунів, склад, потужність і розміщення бортового обладнання. 
Створення системи на етапі робочого проектування ведеться як під 
задані тактико-технічні характеристики літака, а й під задану сукупність 

конструктивних і термодинамічних параметрів, визначену в результаті 
другого етапу проектування системи.
Таким чином, на всіх етапах проектування систем обладнання тактико-
технічні вимоги до літака і, зокрема, параметри, що визначають цільову 
ефективність ЛA (L, V, М
КН
), виступають як зовнішня інформація, що визначає 
умови функціонування системи, а проектувальник системи обладнання ЛА 
повинен керуватися принципом незмінності тактико-технічних характеристик 
літака, що визначають ефективність його транспортного чи бойового засобу.
При проектуванні літака та його підсистем за умови (М
КН
, L, V) = const 
визначається злітна маса літака, яка дозволить забезпечити цільову 
ефективність літального апарату.
Завдання у такій постановці можуть вирішуватися на будь-якому етапі 
проектування дослідного зразка або при модифікаціях вже побудованого та 
експлуатованого літака.
При цьому обмеження (умови розв’язуння) завдань на кожній стадії 
можуть бути різними. Наприклад, на стадії попередніх пошуків та ескізного 
проектування літака основними обмеженнями є як сталість тактико-технічних 
параметрів (М
КН
, L, V) = const, так і незмінність питомого навантаження на 
крило (р
0
= М
0
/ S = const) та тягоозброєності ( 
𝑃̅
0
= P
0
/M
0
= const). 
На пізніших стадіях проектування або при модифікаціях існуючого 
літака, коли визначено характеристики двигунів, розміри та форма літака, 
обмеженням може бути незмінність площі поверхні крила та тяги двигуна (S, 
Р
0
) = const. Причому при появі, наприклад, додаткової маси агрегату, коли 
потрібно зберегти не тільки міцність конструкції, а й розрахункову дальність, 
швидкість і масу корисного навантаження, збільшення злітної маси буде 
різним при (р
0
, 
𝑃̅) = const і при (S, Р
0
) const.
Розглянемо фізичну суть змін у вигляді ЛA, що виникають при внесенні 
змін у проект літака на різних стадіях проектування 
Етап ескізного проектування. Нехай на літаку, що проектується, 
вимагається збільшити масу системи обладнання ЛА М
уст
. Причому це 
збільшення не потребує додаткових обсягів та не погіршує аеродинаміку 
літака. Необхідно модифікувати літак, зберігши незмінними дані (V, L, М
КН
) 
та злітно-посадкові характеристики. (Для збереження льотних характеристик 
необхідно зберегти питоме навантаження на крило р
0
та тягоозброєність при 
зльоті 𝑃̅
0
). 
Зі збільшенням маси літака на величину М
УСТ
(збільшується 
навантаження на крило, фюзеляж, шасі та управління. Отже, для збереження 
міцності цих агрегатів потрібно збільшити розміри та масу їх силових 
елементів. Однак для виконання умови р
0
= М
0
/S = const необхідно зі зміною 
М
0
відповідно змінити розміри крила, а при 
𝑃̅
0
= const і тягу двигунів, що само 
по собі спричинить зміну маси крила і силової установки.
Зі збільшенням розмірів крила доводиться збільшувати також розміри і 
масу оперення для збереження характеристик стійкості літака.

Насамкінець, для збереження дальності польоту вимагається, очевидно 
збільшити і початковий запас палива, враховуючи умову М
Т
/М
0
= const. 
Збільшення маси окремих частин літака та вихідного запасу палива 
призведе до збільшення злітної маси ЛA, яке, у свою чергу, спричинить 
підвищення навантаження на агрегати та збільшення їх маси. В результаті 
знадобиться нове, вторинне збільшення маси агрегатів та палива.
Процес закінчується тоді, коли злітна маса досягає значення, отриманого 
з рішення вагового балансу. 
На пізніших стадіях проектування, коли геометричні розміри літака 
задані і вважаються незмінними ((S, Р
0
) = const), також можливо виконання 
умови (V, L, М
КН
) = const. При цьому, якщо не дозволяють можливості 
двигуна, незмінність V, L, М
КН
буде досягатися за рахунок зміни злітно-
посадкових характеристик ЛA. При цьому збільшення злітної маси буде менш 
значним, ніж у випадку (р
0
, 
𝑃̅
0
) = const, і буде пов'язано в основному зі зміною 
маси агрегатів літака з метою збереження характеристик міцності ЛA. 
У випадках, коли зміни в будь-якій системі не вимагають збільшення 
міцності агрегатів літака (за рахунок запасів міцності ЛA), злітна маса літака 
буде збільшена на масу агрегатів та масу палива, необхідного для 
транспортування збільшеної маси. При цьому вважається, що можливості 
двигуна дозволяють компенсувати додаткове навантаження.
З викладеного вище видно, що у загальному випадку як критерій оцінки 
ефективності ЛA використовуються показники бойової та економічної 
ефективності (1) ... (4).
Однак у випадках, коли при модифікаціях ЛA забезпечується 
незмінність вартісних показників та показників цільової ефективності літака 
(крейсерської швидкості, дальності польоту, маси корисного навантаження), 
як критерій ефективності ЛA може використовуватися злітна маса літака. 
Отже, якщо при проектуванні і модифікаціях систем обладнання 
забезпечується незмінність ЛTX літака і вартість варіантів систем обладнання, 
що розглядаються, однакова, як критерій оцінки досконалості системи 
обладнання ЛA може виступати злітна маса літака або пропорційний їй 
показник.
Зокрема, при виборі принципової схеми системи обладнання можуть 
аналізуватися та порівнюватися між собою варіанти, що відрізняються 
складом, типом, конструктивно-компонувальними схемами та кількістю 
агрегатів.
Такі варіанти схем можуть мати різні показники надійності, вартості, 
мати різну масу та енергетичні витрати. У цьому випадку оцінку варіантів 
систем обладнання слід проводити за економічним показником, що враховує 
показники надійності, живучості, ремонтопридатності, технологічності.
Вибір параметрів системи обладнання фіксованої принципової схеми 
може проводитися за критерієм злітної маси ЛA. 

3. ОЦІНКА СИСТЕМ ОБЛАДНАННЯ ЗА КРИТЕРІЄМ ЗЛІТНА МАСА ЛА 
Стосовно (наприклад) авіаційних системам кондиціювання повітря 
(Додаток 1 – приклади схем і агрегатів СКП) для реалізації методу оцінки 
системи за показником злітна маса ЛA вводиться показник ΔМ
ЗЛ
– збільшення 
злітної маси літака.
За своєю суттю показник ΔМ
ЗЛ
є частиною (часткою) злітної маси літака, 
що припадає на систему кондиціювання повітря. На величину ΔМ
ЗЛ
повинна 
бути збільшена злітна маса літака для того, щоб забезпечити встановлення та 
роботу системи на борту літака без зміни його льотно-технічних 
характеристик 
Такий метод оцінки авіаційних систем кондиціонування повітря 
універсальний і без модифікацій застосується для визначення ефективності 
будь-якої системи обладнання ЛA: гідравлічної системи, системи порятунку, 
протизаледеніння, системи життєзабезпечення.
Алгоритм розрахунку злітної маси відповідає раннім стадіям 
проектування ЛA (випадок, що відповідає обмеженню (р
0
, 
𝑃̅
0
) = const) і 
передбачає незмінність умов польоту літака, режимів роботи двигунів і 
параметрів системи протягом усього часу виконання польотного завдання 
(політ літака на стаціонарній ділянці). 
Алгоритм розрахунку показника ΔМ
ЗЛ
1. Визначається сумарна маса системи обладнання М
уст
. М
уст
включає 
маси всіх агрегатів, трубопроводів, елементів кріплення, тобто всі ті маси, які 
входять у вагове зведення ЛA. 
2. Визначається маса робочого тіла, що витрачається у польоті на роботу 
досліджуваної системи обладнання ЛА. Це може бути маса холодоагенту, що 
використовується у випарному теплообміннику відкритого типу системи 
кондиціонування повітря, або маса протизаледенільної рідини. Позначимо цю 
масу як М
ХЛ
. 
3. Розраховується аеродинамічний опір X, викликаний установкою та 
роботою системи обладнання. 
4. Розраховуються витрати палива (маса палива, що витрачається в 
одиницю часу), яке доводиться витрачати на:
– стиснення повітря в компресорі двигуна, який відбирається від двигуна 
ЛA і використовується в системі обладнання ЛА, – m
СТ
;
– компенсацію втрат енергії, що відбирається на роботу системи з валу 
авіаційного двигуна (через механічні та/або електричні передачі), – m
N
.
5. Для перерахованих у пп. 1–4 складових визначаються маси палива 
М
П.УСТ
, М
П.ХЛ
, необхідного для транспортування літаком М
УСТ
, М
ХЛ
, і маси 
палива М
П.Х
, M
ПN
, М
П.СТ
з урахуванням витрат на його транспортування, що 
витрачається протягом польоту на компенсацію енергії, що споживається 
системою. 

6. Визначається збільшення маси конструкції планера з шасі та силовою 
установкою М
К.ДОД
, а також збільшення маси палива М
П.ДОД
, необхідного для 
транспортування М
К.ДОП
.
Збільшення маси конструкції планера викликано появою на борту літака 
маси М
С
: 
М
С
= М
УСТ
+ М
П.УСТ
+ М
ХЛ
+ М
П.ХЛ
+ М
П.Х
+ М
ПN
+ М
П.СТ
Збільшення маси літака на величину М
ДОД
= М
К.ДОД
+ М
П.ДОД
необхідно 
для збереження льотно-технічних і міцнісних характеристик ЛA. 
7. Визначається сумарна величина ΔМ
ЗЛ
: 
ΔМ
ЗЛ
= М
УСТ
+ М
П.УСТ
+ М
ХЛ
+ М
П.ХЛ
+ М
П.Х
+ М
ПN
+ М
П.СТ
+ М
ДОД
(5) 
Обчислення складових показника ΔМ
ЗЛ
. 
1. Сумарна установочна маса системи М
уст
Установочна маса системи має бути визначена перед розрахунком ΔМ
ЗЛ
. 
Маса обладнання сучасних літаків істотно залежить від їх цільового 
призначення і може досягати значних величин.
Середнє значення відносної установочної маси обладнання сучасних 
літаків 
де М
ОБ
УСТ
– установочна маса системи обладнання; М
ЗЛ
– злітна маса літака.
У табл. 1 наведено склад деяких систем обладнання та їх відносну масу. 
Таблиця 1. Склад систем обладнання літака та їх відносна установочна маса,
% 
Вид обладнання Готовий 
виріб 
Мережа, 
магістраль 
Кріплення Допоміжна 
конструкція 
Декоративний і 
ізольований 
матеріал 
Всього 
Електросистема 
8,0 
9,0 
2,0 
1,0 
– 
20,0 
Керування 
літаком 
2,8 
7,5 
1,2 
1,0 
– 
12,5 
Гідросистема 
6,0 
5,0 
1,3 
0,2 
– 
12,5 
Системи 
кондиціонування 
3,0 
– 
1,5 
3,7 
6,8 
15,0 
Побутове 
обладнання 
– 
– 
2,5 
7,5 
15,0 
25,0 
Аеронавігаційне 
обладнання 
4,3 
– 
0,5 
0,2 
– 
5,0 
Електронне 
обладнання 
8,5 
– 
1,0 
0,5 
– 
10,0 
Всього 
32,6 
21,5 
10,0 
14,1 
21,8 
100,0 
2. Маса робочого тіла, що витрачається системою у польоті М
ХЛ
Її величина визначається результаті розрахунку системи обладнання.
3. Аеродинамічний опір, спричинений установкою та роботою системи 
на борту літака
Загальний аеродинамічний опір системи обладнання Х визначається як 
сума сили зовнішнього Х
ЗОВН
і внутрішнього Х
ВНУТР
аеродинамічного опору. 

4. Витрати палива на компенсацію втрат тяги двигунами ЛА у зв’язку з 
відбором повітря від компресора двигуна m
СТ
і зняттям потужності з вала 
двигуна через механічні передічі m
N
Відбирання повітря від компресора двигуна m
СТ
і зняття потужності з 
вала двигуна через механічні передічі m
N
зменшують потужність двигуна, 
порушують баланс “компресор – турбіна”, для відновлення якого і 
витрачається додаткова кількість палива. 
Розрахункові формули для визначення витрати палива на компенсацію 
втрат тяги двигунами ЛА у зв’язку з відбором повітря від компресора двигуна 
m
СТ
і зняттям потужності з валу двигуна через механічні передачі m
N
представлені у роботі. 
5. Запаси палива на борту ЛА залежать від ряду складових:
– маса палива, що витрачається на транспортування установочної маси 
системи обладнання; 
– маса палива, що витрачається на транспортування хладогента; 
– маса палива, що витрачається на компенсацію відбору енергії від 
двигунів ЛА; 
– маса палива, що витрачається на компенсацію додаткового 
аеродинамічного опору системи обладнання; 
– додаткова маса конструкції планера ЛА і маса палива, що витрачається 
на його транспортування. 
4. ПРИКЛАД ОЦІНКИ СИСТЕМ ОБЛАДНАННЯ
ЗА КРИТЕРІЄМ ЗЛІТНОЇ МАСИ 
Як приклад, що ілюструє оцінку систем обладнання за критерієм злітна 
маса літака, порівняємо три різні енергетичні системи – гідравлічну, 
електромеханічну та газову (пневмотурбінний привод) при заданій вихідній 
потужності 30 кВт та необхідності встановлення приводу на відстані L = 15 м 
від двигуна. Розрахунок проведемо для польоту літака на стаціонарній ділянці. 
Визначимо установочну масу та споживану потужність кожної системи.