Вихревая система КМУ

Проверка учета затрат на производство ТРУ при проведении аудита

Цель: Установление соответствия применяемого порядка учета операций по затратам на производство ТРУ нормативным документам, действующим в проверяемом отчетном периоде подтверждение достоверности бух отчетност

Объекты проверки: 20, 21, 23, 25, 26, 28, 29, 97

Инфобаза: планово-сметная документация (бизнес-план, в т.ч план производства)

первичные сводные документы (накладные, путевые лсты, табели учета рбочего времени, наряды на сдельную работу, авансовые отчеты, расчеты амортизационных отчислений, ведомости начисления АМ и т.д)

регистры учета (ведомости 12, 13, 14, 15, Ж-О №10, ГлКнига, документы по инвентаризации, отчетность Ф№ 1, 2, 5, пояснительная записка)

Никакая крутка здесь не поможет. Единственный путь снижения : применять очень тонкие профили, чаще заостренные, тем самым, компенсируя увеличение уменьшением .  

Однако КМУ имеют большое индуктивное сопротивление, вследствие невозможности приблизить к эллипсу. По некоторым данным распределение примерно отражает форму крыла в плане.

 

	h

		b
	Формы в плане КМУ могут быть разные и не обязательно иметь большую стреловидность . В данном примере , однако это тоже КМУ, т.к. большой размах невозможен из-за роста массы.

Может быть сформирована вихревая система более сложная из нескольких вихрей, которые разрушаются не одновременно при возрастании угла атаки, что обеспечивает более плавное протекание в зоне срыва потока и возможность достижения , обеспечивая повышения маневренных и боевых свойств Л.А..

В основном – это крылья для истребителей (типа F-16, F-15, МИГ 29,

Су 27); в этих компоновках также можно видеть плавное сопряжение крыла с фюзеляжем (кроме F-16) – так называется интегральная компоновка, что также способствует уменьшению сопротивления ,.

Крылья обратной стреловидности (КОС)

Они обладают рядом преимуществ, но также и недостатков, что сдерживает их широкое применение. Только небольшое число самолетов (истребитель F29VS, Learjet LRXX…) имеют такие крылья, но они не играют заметной роли ни в боевом потенциале США, ни в пассажирских перевозках.

а) циркуляция сразу близка к эллипсу, поэтому крылья КОС имеют меньшее индуктивное сопротивление . б) изгибающий момент в корне крыла КОС поэтому меньше, что приводит либо к уменьшению массы КОС, либо при той же массе сделать КОС большего удлинения, с меньшим .  

1) Рассмотренная выше специфика вихревой системы крыло прямой стреловидности полностью сохраняется, но картинка обратная:

“П” вихри

КОС

Таким образом, у КОС можно обеспечить моментные характеристики, не теряя преимуществ снижения .

а) КОС – концевые сечения выходят на большой угол атаки – крутящий момент закручивает сечение в ту же сторону

Большой проблемой является дивергенция концевых сечений крыла. Вследствие упругости и КОС и обычное крыло изгибаются в полете вверх из-за стреловидности:

		вид спереди
	а
			КОС
	б
	в

В качестве меры против дивергенции предлагается использовать в панелях крыла композиционные материалы со специальными свойствами: их волокна должны быть расположены так, чтобы при изгибе крыла вверх концевые сечения закручивались бы вниз (или вверх, но существенно меньше).

угол закрутки сечения  

		Есть еще ряд аэродинамических преимуществ КОС – правило площадей. Результат (по данным США) применения КОС
		100%
			КОС с композитами
		50%
			обычное крыло
		0,5		1,0
			контур F1SA
		КОС

Правило площадей

Распределение площадей поперечных сечений самолета по его длине должно быть плавным, без резких выступов и по возможности приближаться по форме к телу “Сирса-хаака”.

тело ‘’С-х’’    

			график площадей
		На практике график поперечных площадей оказывается далек от оптимального. При разработке компоновки следует по возможности разносить элементы самолета по его длине, крыло, мотогондолы, оперение … В тех местах, где добавляется площадь сечения элемента нужно “поджимать” фюзеляж, придавая ему не форму цилиндра на 70% длины, как это делается сейчас из технических соображений (т.е. делать фюзеляж переменного диаметра).
		S

Применение правил площадей в сочетании с другими мероприятиями – увеличение удлинения носовой и хвостовой частей фюзеляжа, угла стреловидности крыла, более тонкое крыло и оперение, специальные формы зализов крыла и наплывов позволяет на таких самолетах достигать в крейсерском полете .

d

Поляра самолета

До сих пор рассматривались отдельно подъемная сила и сопротивление. Но есть общая формула:

(48)

Видно из рис. 85, что зависимость есть парабола 2-й степени, что справедливо до значений , когда применима линейная теория, и для чисел , когда можно пренебречь влиянием сжимаемости.

До значений (т.е. до ) поляры для предварительных расчетов могут быть построены приближенно на основании формул [например *)]. При больших и поляры получаются из продувок АДТ.

На каждой поляре величина может быть найдена графически, как на рис *)*) с помощью графика *) на полярах могут быть нанесены углы атаки. При больших меняется , , кроме того возрастает при больших , по данным рис. (см. ниже).

2.

1.

Если говорят о самолете, то вместо обозначения пишут или

 

0,5  

 

Теоретическая формула для справедлива только при далее в включаются другие составляющие, указанные выше.

Для сравнительных оценок применяется график , имеющий вид:

точка крейсерского полета

Некоторое снижение на участке 1 не имеет надежного объяснения (это экспериментальные данные). На участке 2 проявляется .

0,2

М

Для расчета дальности полета важным показателем является аэродинамическая эффективность . Значение соответствует максимальной дальности полета. Кривая является экспериментальной по данным АДТ. Окончательная величина устанавливается в летных испытаниях, как правило, по оценкам минимального расхода топлива.

В предварительных расчетах необходимо учесть вредное сопротивление, которое образуется на Л.А. за счет неровностей поверхности (стыков, лючков, заклепок, антенн и т.п.)

(49)

Коэффициент учитывается к данным продувок в АДТ. Если получен чисто расчетным методом, то еще вводится коэффициент интерференции.

(50)

Выбор оптимальных геометрических параметров фюзеляжа

По назначению и по функциональным признакам фюзеляж представляет собой один из наиболее сложных агрегатов самолёта. Назначения его многообразны: фюзеляж служит для размещения полезной нагрузки, экипажа, оборудования, снаряжения; с другой стороны, он соединяет в единое целое важнейшие части самолёта: крыло, оперение, шасси и т.д. С возрастанием размеров и вместимости пассажирских самолетов увеличилось число возможных вариантов размещения в кабине заданного количества пассажиров с определённым уровнем комфорта. Такая функциональная сложность обуславливает необходимость оптимизации размера и формы фюзеляжа в процессе проектирования.

Определение оптимальной геометрии фюзеляжа является достаточно сложной задачей, поскольку необходимо учитывать большое число показателей, влияющих на весовые данные, аэродинамические характеристики, ЛТХ и экономические показатели самолета в целом.

Так при оценке весовых характеристик необходимо учитывать вес продольного силового набора (Офпрод), шпангоутов (Огфпп,), вырезов (Квыр), пола, окон, дверей, гермоднища, узлов сочленений и др.

Рис. 87. Примеры типичных сечений фюзеляжа транспортных самолетов (размеры в м)

		Дня обводов носовой части фюзеляжа дозвукового и околозву­кового самолетов можно пользоваться следующей кривой (фиг. 10.2) Обводы хвостовой части фюзеляжа можно построить, взяв координаты хвостовой части какого-либо симметричного крылового профиля. Форму носовой и хвостовой частей фюзеляжа можно построить также, применив формулу такого вида . где А — некоторая постоянная, а показатель m выбирается в пре­делах . Форма фюзеляжа околозвукового и сверхзвукового реактивных самолетов часто представляет собой тело вращения (фиг. 10.3).
	0,08
		М=0,6
	0,04

Д ля околозвуковых самолетов

,

где - длина носовой части

- диаметр миделя фюзеляжа

у

у

 

 

 

 

 

Длину средней части выбирают в зависимости от полезной нагрузки и — удлинения фюзеляжа. Для больших чисел М нужно брать большее значение .

Фиг. 10.10. Характер изменения коэффициента волнового сопротивления , коэффициента сопротивления давления и коэффициента сопротивления трения в зависимости от удлинения фюзеляжа

Удлинение хвостового обтекателя  

2,5  

2,0  

1,5  

1,0  

0,5  

При взлете: запас ,

- угол заклинения крыла ()

- предельный угол атаки при отрыве

Рис. 89. Классификация форм фюзеляжей: а – фюзеляж с относительно большим объемом полезной нагрузки с эффективной внутренней компоновкой (Дассо “Меркюр”): 1 – трап; 2 – служебная дверь (справа); 3 – пассажирская дверь (слева); 4 – аварийный выход; 5 – ВСУ; 6 – задний грузовой отсек объемом 19м, вмещающий 4-е контейнера типа Б 727 плюс обычный груз и багаж; 7 – гидравлический отсек; 8 – отсек системы кондиционирования; 9 – передний грузовой отсек объемом 15,5м, вмещающий пять контейнеров типа Боинг 727; 10 – отсеки электрического и электронного оборудования; 11 – радиодатчики.  

		0,20
					II
			0,5
			Рис. F.13. Образование поперечной составляющей потока вокруг фюзеляжа
		С ребрами
			Острые углы
		0,20

Форма мотогондолы

Аэродинамическая форма мотогондолы определяется:

- особенностями конструкции двигателя;

- скоростью полета.

Рассмотрим двигатели для дозвуковых транспортных самолетов большой степени 2-х контурности , их внешний вид показан на рис.: в передней части – вентилятор большого диаметра сзади видна облицовка газогенератора.

Двигатели имеют следующие особенности конструкции:

- у CFM-56-2 агрегаты расположены в нижней части вентиляторной обечайки;

- у CFM-56-3 коробка самолетных агрегатов расположена сбоку, что позволяет сделать двигатель (и соответственно мотогондолу) меньшего размера в вертикальном направлении.

Последнее решение является необычным и было разработано специально для самолета Б-737: на рис. 92 видно, что мотогондола как бы сплющена по вертикали, что позволило установить ее под крылом Б-737 с обеспечением необходимого “зазора” до земли и таким образом дать “новую жизнь” весьма успешному пассажирскому самолету Боинг-737.

На рис. 91 показана форма классической мотогондолы для двигателя типа CFM-56-2 (агрегаты снизу) – эллипс, большая ось которого вертикальна. Такого типа двигатели устанавливаются на самолетах, у которых крыло расположено достаточно высоко от земли.

Другая особенность – метод смешивания холодной струи вентиляторного контура и горячей струи газогенератора.

Внутренне смешивание показано на рис. 93 – струи смешиваются внутри мотогондолы. Внешнее смешивание показано на рис. 94 – струя вентиляторного контура выходит из сопла вентилятора, обтекает обечайку “горячего” контура и смешивается с горячей струей за образом обечайки.

Последнее время все чаще применяются двигатели с внутренним смешиванием, хотя эти двигатели более сложны, а их мотогондолы – огромные “бочки” – сложнее установить под крылом без дополнительного сопротивления. Внешние обводы и установка на крыле М.Г. со смешиванием (т.е. “вынос” вперед М.Г., расстояние от крыла по вертикали, размеры и форма пилона) полностью в “зоне” ответственности аэродинамики.

М.Г. с внешним смешиванием имеет укороченную обечайку вентилятора, что облегчает ее установку на крыле.

Камера смешения также обеспечивает дополнительную площадь для установки звукопоглощающей облицовки. Смешанная струя, выходящая из общего сопла, имеет сравнительно небольшую скорость, кроме того у такого двигателя шум вентилятора в задней полусфере отсутствует (правая часть зоны «5» на рис. 1.9) т.к. практически поглощается шумом струи. Вследствие этого двигатель с общей камерой смешения имеет меньший уровень шума, чем двигатель с раздельным истечением струй (рис. 1.11).

		2)
		Рис. 95. Влияние взаимного расположения гондолы и крыла по вертикали на коэффициент сопротивления интерференции
		1,5
		1,0
			z
				D
				0,4		0,8
		1)
		3)
		Рис. 96. Виды звукопоглощающих панелей

М=0,85

Рис. 97. Влияние взаимного расположения гондолы и крыла по горизонтали на коэффициент сопротивления интерференции.

Дата добавления: 2014-01-05