Реферат Технико-экономическое обоснование проекта самолета
Работа добавлена на сайт bukvasha.net: 2015-10-28Поможем написать учебную работу
Если у вас возникли сложности с курсовой, контрольной, дипломной, рефератом, отчетом по практике, научно-исследовательской и любой другой работой - мы готовы помочь.
Предоплата всего
от 25%
Подписываем
договор
МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ
ГОСУДАРСТВЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ
ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ
МОСКОВСКИЙ АВИАЦИОННЫЙ ИНСТИТУТ
(государственный технический университет) «МАИ»
Филиал «Взлёт»
Факультет «Экономика и управление на предприятии»
Кафедра «Экономика и управление на предприятии»
Учебная дисциплина – Технико-экономическое обоснование научно-технических проектов и программ
КУРСОВОЙ ПРОЕКТ
на тему: «Технико-экономическое обоснование проекта самолета»
Выполнил: студент гр. Э-5/1
Огаркова М.М.
Научный руководитель: к. т. н., доцент
Коломиец Л. В.
г. Ахтубинск 2010
МОСКОВСКИЙ АВИАЦИОННЫЙ ИНСТИТУТ
(государственный технический университет) «МАИ»
Филиал «Взлёт»
Факультет «Экономика и управление на предприятии»
Кафедра «Экономика и управление на предприятии»
Учебная дисциплина – Технико-экономическое обоснование научно-технических проектов и программ
Задание на курсовую работу
На тему: «Технико-экономическое обоснование проекта самолета»
Начало работы 10 сентября 2010 г.
Окончание работы 7 декабря 2010 г.
Подпись студента ___________
Подпись научного руководителя ___________
Ахтубинск 2010 г
СОДЕРЖАНИЕ
ВВЕДЕНИЕ…………………………………………………………...…….4
1. ОПИСАТЕЛЬНАЯ ЧАСТЬ И КОНЦЕПТУАЛЬНАЯ ОСНОВА ТЭО………………………………………………………………………………7
1.1. Описание областей применения объекта исследования, функциональной структуры, перечень основных целевых и технических характеристик, определяющих его эффективность и стоимость……………..7
1.1.1. Характеристика российского истребителя МиГ-35……………….7
1.1.2. Характеристика истребителя-бомбардировщика F-35………….11
1.1.3. Сравнительная характеристика самолетов МиГ-35 и F-35……..13
1.2. Основные тенденции развития самолётов данного класса, его основных систем………………………………………………………………...17
1.3. Постановка задачи выбора проекта……………………………...19
1.4. Функционально-методическая схема, отражающая последовательность решения задачи, расчетные модули и их взаимосвязи………………………………………………………………………24
2. РАСЧЕТ СТОИМОСТНЫХ ПОКАЗАТЕЛЕЙ, АНАЛИЗ РЕЗУЛЬТАТОВ И ВЫБОР ПРЕДПОЧТИТЕЛЬНОГО ВАРИАНТА САМОЛЕТА…………………………………………………………………….27
2.1. Исходные данные по альтернативам проекта………………….27
2.2. Методика расчета стоимостных показателей самолета, его систем…………………………………………………………………………...29
2.3. Расчет стоимостных показателей по вариантам……………….32
2.4. Анализ результатов расчетов и выбор предпочтительного варианта проекта самолета…………………………………………………….38
2.5. Аддитивная свертка параметров…………………………………..42
ЗАКЛЮЧЕНИЕ………………………………...…………………………47
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ………………………………………………..48
ВВЕДЕНИЕ
Технико-экономическое обоснование систем - это метод оптимизации выбора тактико-технических и конструктивных параметров систем на основе совместного исследования их целевых и стоимостных показателей. Необходимость ТЭО проектов обусловлена существованием альтернативных проектно-технических решений. При этом ТЭО выполняет две функции: обеспечивает принципиальную возможность выбора проекта системы, когда это возможно сделать по тактико-техническим характеристикам (ТТХ) и целевым показателям; позволяет выбрать наилучший по целевым показателям проект в условиях ресурсных ограничений, накладываемых на процессы развития систем. Влияние ограничений на принятие решений об оптимальной системе возрастает по мере того, как ограничения становятся всё более жесткими, а затраты ресурсов на создание и производство систем увеличиваются. Последнее весьма характерно для современных самолётов и их двигателей.
Объектами ТЭО являются:
· технические системы (в частности ЛА);
· технологические комплексы.
Технические системы развиваются под влиянием внешних и внутренних факторов. Под внешними факторами подразумеваются рост, разнообразие и объем общественных потребностей (услуг). Под внутренними – новые научно-технические возможности, появляющиеся в процессе исследований и разработок, которые создают предпосылки создания новых технических систем, способных к решению более широкого круга задач или решению традиционных задач с более высоким уровнем эффективности.
Процессы развития технических и технологических систем взаимосвязаны и взаимообусловлены, и поэтому в процессе ТЭО развития систем и комплексов должны рассматриваться в комплексе и взаимосвязи. Источниками задач ТЭО являются:
• ограничения на ресурсы, которые могут быть выделены на развитие системы и технологических комплексов;
• разнообразие технологических комплексов, способных решать ту или иную задачу или выполнять ту или иную функцию.
В обоих случаях решение о наиболее эффективном варианте принимается на основе анализа конечного результата функционирования системы.
По своему характеру и целям задачи ТЭО делятся на два класса – абсолютной и сравнительной эффективности. В обоих случаях стоимость работ реализованного цикла расценивается как объем капиталовложения в развитие системы. Задачи абсолютной эффективности имеют целью определение и обоснование общеэкономической целесообразности развития системы. Задача сравнительной эффективности предполагает выбор оптимального варианта развития системы на множестве альтернатив, удовлетворяющих целевым требованиям. В данном курсовом проекте необходимо обосновать предпочтительность одного из четырех заданных вариантов самолётов.
Задача технико-экономического анализа заключается, во-первых, в отборе заведомо неэффективных вариантов, в выборе из оставшихся вариантов предпочтительного по какому-либо критерию.
Задачи сравнительной эффективности возникают при наличии вариантов развития системы или альтернатив проектных систем. Критерий сравнительной эффективности – это показатель, способный указать на наилучший из возможных вариантов решения как с точки зрения целевых показателей, так и с точки зрения затрат времени и ресурсов.
В зависимости от постановки задачи формулируют два основных критерия оптимальности. Первый – это минимизация затраченных ресурсов при заданной степени удовлетворения общественной потребности, и второй - максимизация удовлетворения общественных потребностей при ресурсном ограничении. Эквивалентом последнего является критерий максимизации отношения эффективности самолета в одном вылете к стоимости самолето-вылета, который является основанием для выбора варианта самолета в данном курсовом проекте [5].
1. ОПИСАТЕЛЬНАЯ ЧАСТЬ И КОНЦЕПТУАЛЬНАЯ ОСНОВА ТЭО
1.1. Описание областей применения объекта исследования, функциональной структуры, перечень основных целевых и технических характеристик, определяющих его эффективность и стоимость
1.1.1. Характеристика российского истребителя МиГ-35
МиГ-35 (по кодификации НАТО — Fulcrum-F (англ. точка опоры)) — многоцелевой российский истребитель поколения «4++»
на базе МиГ-29. Имеет две модификации — одноместную МиГ-35 и двухместную МиГ-35Д. Впервые истребитель был представлен публике на международном авиасалоне «Аэро Индия-2007», а позднее — на международном авиационно-космическом салоне МАКС-2007. МиГ-35 участвует в тендере на поставку ВВС Индии 126 боевых самолётов[12].
Одноместный МиГ-35 и двухместный МиГ-35Д представляют собой дальнейшее развитие боевых самолётов МиГ-29К/КУБ и МиГ-29М/М2 в направлении повышения боевой эффективности и универсальности, а также улучшения эксплуатационных характеристик. В качестве основного пути повышения боевой эффективности МиГ-35 было избрано совершенствование бортового радиоэлектронного оборудования.
Основные отличия МиГ-35/МиГ-35Д:
– интеграция в состав бортового радиоэлектронного оборудования информационно-прицельных систем пятого поколения;
– возможность применения перспективных авиационных средств поражения российского и иностранного производства;
– повышенная боевая выживаемость, достигаемая за счет внедрения бортового комплекса обороны[13].
Новейшее бортовое оборудование в сочетании с перспективным вооружением позволяют истребителям МиГ-35/МиГ-35Д решать широкий круг задач, среди которых:
– завоевания господства в воздухе в противоборстве с истребителями четвертого и пятого поколений;
– перехват существующих и разрабатываемых средств воздушного нападения;
– нанесение ударов высокоточным оружием по наземным и надводным целям без входа в зону ПВО днем и ночью в любых погодных условиях;
– ведение воздушной разведки с использованием оптико-электронных и радиотехнических средств;
– участие в групповых действиях и выполнение функций воздушного пункта управления авиационными группировками.
Конструкция МиГ-35/МиГ-35Д базируется на достижениях, реализованных на истребителях МиГ-29К/КУБ и МиГ-29М/М2. Среди них:
– увеличенная боевая нагрузка, размещаемая на девяти точках внешней подвески;
– повышенный запас топлива, дозаправка в воздухе и возможность использования в качестве танкера;
– технологии антикоррозийной защиты планера и основных систем, соответствующие стандартам, разработанным для корабельных истребителей, что существенно облегчает эксплуатацию самолета в условиях тропиков;
– существенно сниженная заметность в радиолокационном диапазоне;
– трехканальная цифровая комплексная система дистанционного управления с четырехкратным резервированием.
При разработке МиГ-35 повышенное внимание уделено улучшению эксплуатационных характеристик:
– существенно повышена надежность самолета, двигателя и авионики;
– увеличен срок службы и ресурс;
– возрос межремонтный ресурс двигателей;
– стоимость летного часа МиГ-35 почти в 2,5 раза ниже, чем у МиГ-29;
– МиГ-35 рассчитан на эксплуатацию по техническому состоянию.
Для МиГ-35/МиГ-35Д разработан комплекс технических и технологических решений, обеспечивающих автономность базирования, таких, как бортовая кислорододобывающая станция.
Силовая установка включает ТРДДФ РД-33МК, имеющие увеличенную тягу, оборудованные бездымной камерой сгорания и новой электронной системой управления с полной ответственностью (типа FADEC). Двигатели имеют модульную конструкцию и отличаются повышенной надежностью и ресурсом.
По желанию заказчика истребители могут оснащаться модификацией двигателя РД-33МК со всеракурсным отклоняемым вектором тяги (ОВТ), что обеспечивает самолету решающее преимущество в маневренном воздушном бою. Силовая установка из двух двигателей с ОВТ отработана на опытном сверхманевренном самолете МиГ-29М ОВТ.
Бортовое радиоэлектронное оборудование МиГ-35/МиГ-35Д разработано на основе технологий нового поколения.
Многофункциональная РЛС с активной фазированной антенной решеткой обеспечивает преимущество над соперниками за счет следующих факторов:
– расширенный диапазон рабочих частот;
– увеличенное количество обнаруживаемых, сопровождаемых и атакуемых целей;
– возможность одновременной работы по воздушным и наземным целям;
– увеличенная дальность обнаружения;
– повышенная разрешающая способность в режиме картографирования земной поверхности;
– высокая помехозащищенность и живучесть[13].
Оптико-локационная станция с инфракрасной, телевизионной и лазерной прицельной аппаратурой создана с использованием космических технологий, ранее не применявшихся в авиации. Станция отличается увеличенной дальностью действия и обеспечивает обнаружение, сопровождение, распознавание и захват воздушных и наземных/надводных целей в передней и задней полусфере днем и ночью с измерением расстояния до них с помощью лазерного дальномера, а также выработку команд целеуказания и лазерной подсветки наземных целей. Оптико-локационная станция и новая нашлемная система целеуказания и прицеливания интегрированы в систему управления вооружением. Помимо встроенной, МиГ-35 оснащается контейнерной оптико-локационной станцией.
МиГ-35/МиГ-35Д оснащен комплексом обороны, включающий, в частности:
– средства радиоэлектронной разведки и радиопротиводействия;
– оптико-электронные системы обнаружения атакующих ракет и лазерного облучения;
– автоматы выброса ложных целей для противодействия противнику в радиолокационном и инфракрасном диапазонах.
В дополнение к используемым на МиГ-29К/КУБ и МиГ-29М/М2 средствам поражения класса «воздух–воздух» и «воздух–поверхность» в состав вооружения МиГ-35/МиГ-35Д вводятся перспективные авиационные вооружения, которые ранее не предлагались на экспорт. В их числе – средства поражения большой дальности, позволяющие атаковать цели без входа в зоны ПВО.
Открытая архитектура БРЭО позволяет по требованию заказчика устанавливать на самолете новое оборудование и вооружение российского и иностранного производства.
Одноместный и двухместный варианты имеют идентичное оборудование и вооружение, а так же высокую степень унификации конструкции.
Для МиГ-35/МиГ-35Д разрабатывается комплекс технических средств обучения, включающий интерактивную автоматизированную обучающую систему и ряд тренажеров, в том числе комплексный тренажер с системой подвижности.
Базовый вариант истребителя МиГ-35/МиГ-35Д спроектирован с учетом организации международной кооперации при разработке новых вариантов самолета и серийном производстве[13].
1.1.2. Характеристика истребителя-бомбардировщика F-35
F-35 - сверхзвуковой, многоцелевой истребитель 5-го поколения "stealth". F-35 «Лайтнинг» II (англ. F-35 Lightning II) — перспективный, малозаметный истребитель-бомбардировщик пятого поколения, разработанный американской фирмой Lockheed Martin Aeronautics Company (Tactical Aircraft Systems) в трех вариантах — для нужд ВВС США (наземный истребитель — CTOL), ВМС США (палубный истребитель — CV) и Корпуса морской пехоты США и Королевского флота Великобритании (истребитель с укороченным взлетом и вертикальной посадкой — STOVL).
На F-35 использованы многие технологические решения, отработанные на F-22. F-35 будет оснащен двигателем Pratt & Whitney F135, который является развитием двигателя F119, установленного на F-22. Двигатель варианта STOVL разработан с участием Rolls-Royce Defence. На самолете установлена многофункциональная РЛС с АФАР AN/APG-81, эффективно действующая как по воздушным, так и по наземным целям.
Вариант истребителя F-35B, предназначенный для морского базирования, способен выполнять вертикальные взлет и посадку.
Для этого сопло двигателя F-35B способно поворачиваться вниз на 90°, а за кабиной пилота вертикально установлен вентилятор, создающий подъемную тягу и связанный с главным двигателем жесткой передачей. В крейсерском полете подъемный вентилятор останавливается и закрывается створками. Управление по рысканию во время висения обеспечивают дополнительные сопла двигателя, способные отклоняться влево и вправо. Для управления по крену в каждой консоли крыла имеются дополнительные сопла, питающиеся от основного двигателя. Тангаж изменяется посредством разнотяга подъемного вентилятора и двигателя.
Положение самолета во время висения полностью контролируется бортовым компьютером. Это позволяет значительно упростить управление самолетом в сравнении с аналогами. Кроме того, в аварийной ситуации компьютер способен принять решение о катапультировании гораздо раньше человека.
Вертикальная тяга позволяет F-35B при малой боевой нагрузке и неполных топливных баках вертикально взлетать и садиться. При большей нагрузке вертикальной тяги для взлета недостаточно и взлет осуществляется с небольшим пробегом (т. н. укороченный взлёт). Также может осуществляться и посадка. На практике из-за расхода топлива в полете взлетная масса самолета оказывается значительно больше посадочной. Поэтому как правило взлет выполняется укороченным, а посадка вертикальной. Поэтому F-35B называют самолетом короткого взлета и вертикальной посадки (СКВВП).
Конструкция F-35C во многом повторяет Як-141. Это объясняется сотрудничеством фирмы Lockheed Martin и КБ Яковлева в 90-е. Однако она имеет и существенные отличия. На Як-141 для создания вертикальной тяги применялись два ТРД. Применение на F-35B подъемного вентилятора позволило уменьшить потери тяги основного двигателя от попадания продуктов горения в воздухозаборник и уменьшило температурные нагрузки на покрытие посадочной площадки. Но конструкции обоих самолетов имеют общие недостатки: во время обычного полета самолет несет «мертвый груз» в виде подъемных агрегатов. Также они забирают под себя значительный объем внутри фюзеляжа, где обычно размещается топливные баки. Результат таких конструктивных решений — существенное снижение дальности полета (F-35B из всей серии «35-х» имеет самую низкую дальность полета).
Планируется принять на вооружение 3 варианта самолета:
F-35A — самолет для ВВС США, самая технологически простая и, соответственно, облегченная версия F-35. Оснащен встроенной 20-мм пушкой «Вулкан».
F-35B — самолет для Корпуса морской пехоты США, Королевского флота Великобритании и Королевских ВВС Великобритании. Главная отличительная черта — возможность укороченного взлета и вертикальной посадки. Оснащается подвесным контейнером с 25-мм пушкой GAU-22/A.
F-35C — самолет для ВМС США. Вариант имеет увеличенную площадь крыла и хвостового оперения, позволяющего маневрировать на небольших скоростях при полетах с авианосцев. Крыло большего размера позволяет также увеличить полезную нагрузку. Добавлен посадочный крюк. По сравнению с F/A-18C, F-35C будет иметь вдвое больший боевой радиус действия. Единственный из трех вариантов, не имеющий встроенной пушки.
Все варианты унифицированы на 70-90 %. Кроме того, на F-35 использованы многие технологические решения, отработанные на F-22. Ожидается, что F-35 начнёт службу с 2016 года, когда ими начнут заменять морально и физически устаревающие самолеты ВВС США A-10 Thunderbolt II и F-16 в 2016, а также AV-8B Harrier Корпуса морской пехоты и F/A-18 ВМС США в 2017 году[11].
1.1.3. Сравнительная характеристика самолетов МиГ-35 и
F-35
Рассмотрим летно-технические характеристики самолетов МиГ-35 и F-35 в таблице 1.1:
Таблица 1.1
Летно-технические характеристики самолётов МиГ-35 и F-35
| Характеристики | МиГ-35 | F-35 |
| 1 | 2 | 3 |
| Тип Первый полёт Начало эксплуатации Размах крыла, м Длина самолета, м Высота самолета, м Площадь крыла, м2 Масса, кг пустого самолета нормальная взлетная максимальная взлетная Топливо, кг Тип двигателя Тяга максимальная, кгс Тяга на форсаже, кгс Масса двигателя Максимальная скорость, км/ч на высоте у земли Практическая дальность, км без ПТБ с ПТБ Продолжительность полета, ч Практический потолок, м Мак. эксплуатационная перегрузка Экипаж, чел Вооружение: Пушечное Точки подвески Боевая нагрузка, кг | легкий фронтовой истребитель 1997 год 2013 года (план) 12 17.32 4.73 38 11000 17800 23500 4800 2 × ТРДДФ с ОВТ «РД-33МКВ» 2 × 5400 2 × 9000 1055 кг 2100 1400 2000 3000 2,2 17500 9 1 УР класса воздух-воздух средней дальности Р-27 и РВВ-АЕ, ракеты малой дальности Р-73, противокорабельные Х-31А и Х-35 противорадиолокационные Х-31П, ракеты класса воздух-поверхность Х-25МЛ, Х-29Т, Х-29Л, НУР, КАБ с лазерным и телевизионным наведением свободнопадающие бомбы и авиационные мины. 30 мм встроенная пушка ГШ-301 10 6500 | малозаметный истребитель-бомбардировщик 2006 года 2016 год (план) 10,7 15,7 4,33 42,7 14200 24350 31800 8382 турбореактивный двухконтурный с форсажной камерой, «Pratt & Whitney F135-100/400/600» 1 × 12460 1 × 18100 1705 2200 2,6 18200 9 1 Ракетное вооружение: УРВВ: AIM-120 AMRAAM, AIM-132 ASRAAM, AIM-9X Sidewinder, IRIS-T УРВП: AGM-154 JSW, AGM-158 JASSM 1 × 20-мм авиационная пушка M61 Vulcan внутренних: 4, внешних: 6 8100 |
Точные характеристики F-35 пока неизвестны, сегодня их производитель уже называет несколько иные цифры: 1900 км/ч для максимальной скорости (ранее называлось 1600 км/ч) и более высокая максимальная взлётная масса - до 32700 кг (вместо 22680 кг). Как это удалось добиться при том же единственном двигателе - не совсем понятно, видимо, надежды разработчиков связаны с модернизацией двигателя - GE F136 вместо P&W F135, который, в свою очередь, является модернизацией Pratt & Whitney F119, используемый на F-22. Тяга F119 на форсаже составляла 15,875 тонн (35000 lbf) , F135 даёт уже 19,504 тонны (43000 lbf), но F136 даёт меньше F135 - 18,143 тонны. Тяговооружённость (отношение тяги двигателя к максимальной взлётной массе) F-35 (0,55) сильно уступает Миг-35 (0,74 ).
F-35 - это более дешевая машина с большей универсальностью. Но к сожалению для США приходится констатировать, что состояние дел с ее постройкой как бы даже не хуже, чем с российским самолетом пятого поколения ПАК-ФА (он же Т-50). Наш Т-50 уже летает - так что как минимум отставания от программы F-35 нет. При этом ЛТХ и ТТХ нашего самолета заведомо выше, чем у F-35[14].
Российская корпорация "Фазотрон-НИИР" завершила разработку новейшей бортовой радиолокационной станции "Жук-АЭ" для истребителей МиГ-35 с активной фазированной решеткой. Это первая изготовленная в России активная фазированная антенная решетка. Ее появление приближает наш истребитель к главному конкуренту - американскому истребителю пятого поколения F-35. Теперь наш "МиГ" способен конкурировать с F-35 не только в воздушных боях, но и на мировых рынках вооружений.
Считается, что Россия отстает от США в области разработки перспективных авиационных комплексов нового, пятого поколения. У американцев уже есть тяжелый истребитель F-22 Raptor, который запущен в серийное производство. F-35 пока проходит стадию испытаний. Но уже сейчас ясно, что это будет одна из самых перспективных боевых машин мира. США и их союзники уже сделали заказ на более чем 3 тысячи таких истребителей. У нас пока больше думают, чем ответить американцам. Как говорят в КБ "Сухой", в фирме, выигравшей гостендер на разработку перспективного истребителя, "все идет по плану". В Комсомольске-на-Амуре уже собирают первые образцы новой машины, перспективный двигатель для нее С-117 проходит обкатку на новейшем Су-35.
Появление обновленного "МиГа" - событие того же порядка. От обычного МиГ-29 его отличает обновленная электронная "начинка". Все системы самолета управляются бортовыми компьютерами. Вместо аналоговых - стрелочных приборов - жидкокристаллические панели. Новейшие двигатели питерского КБ "Климов" РД-33МК с полностью поворотными соплами. Причем не только в режиме "нормального" полета, но и на форсаже. Это свойство радикально отличает МиГ-35 от того же Су-30МКИ или американского F-22 и F-35.
Однако в современном бою всего этого недостаточно, если машина и пилоты "слепы". "Жук-АЭ" как раз и решает эту проблему. До ее появления такие локаторы устанавливались лишь на самых современных американских истребителях, а Западная Европа создать их пока не смогла. Установка этого комплекса вплотную приблизит наш МиГ-35 к западным конкурентам, а заодно повысит шансы на победу в предстоящем индийском тендере по программе MMRCA на поставку Дели 126 истребителей. Попробуем разобраться в деталях.
На предыдущих наших самолетах устанавливались параболические или щелевые антенны. Они имели по одному приемнику и передатчику сигнала. Активная фазированная антенная решетка построена по принципу пчелиной соты, состоящей из 680 миниатюрных приемо-передающих устройств. Такая антенна (опять же в отличие от "предшественниц") монолитна, то есть не поворачивается из стороны в сторону в поиске целей. Это экономит не только вес устройства (ей электродвигатели больше не нужны), но и на порядок сокращает время обнаружения радаром целей - сканирующий луч перебрасывается из одной точки антенны в другую в доли секунды.
Угол зрения у нового "Жука" плюс-минус 60 градусов. Дальнозоркость - 140 км. Он может одновременно сопровождать 30, а обстреливать 6 целей. Причем как в воздухе, так и на земле. При этом новая антенна позволяет решать еще ряд задач. Передавать данные о тактической обстановке на другие самолеты, вести радиолокационную борьбу, картографирование местности. Точно так же, как это сделано в американском F-35.
По словам главы Объединенной авиастроительной корпорации Алексея Федорова, все это позволяет говорить о МиГ-35, как одном из самых перспективных российских истребителей, который по своим возможностям приближается к боевым самолетам нового поколения. В случае победы в тендере, как отмечают российские эксперты, Индия получит не только сам истребитель, но и технологию производства новых радиолокационных станций с активной фазированной антенной решеткой.[14]
1.2. Основные тенденции развития самолётов данного класса, его основных систем
Теоретически стратегия применения самолётов 5-го поколения и состоит в идее "первый увидел - первый выстрелил - первый убил". То есть он должен подобраться незаметным на дистанцию запуска своих ракет и запустить их до того, как его заметили. Именно для этого снижают радиолокационную заметность самолёта. В радиолокации заметность определяется с помощью отражательной способности - эффективной поверхности рассеивания (ЭПР). Чем больше эта поверхность, тем больше отражённый сигнал и, следовательно, больше возможность его заметить. Тут можно привести аналогию с фонариком и зеркалом, расположенным в нескольких метрах от источника света. Радар светит как фонарик своим передатчиком и регистрирует своим приёмником отражённый от зеркала сигнал. Чувствительность приёмника радара определяет минимальный уровень регистрируемого отражённого сигнала. Поэтому, чем больше поверхность зеркала, тем больше уровень отражённого сигнала и тем на большем расстоянии радар может зарегистрировать отражённый луч. Дистанция обнаружения таким образом определяется тремя параметрами - мощностью передатчика радара, чувствительностью приёмника радара и площадью отражающей поверхности "зеркала" - ЭПР. С помощью радиопоглощающих материалов и рассеивающих особенностей геометрических форм самолёта пятое поколение истребителей значительно снижает последний показатель, но не делает его равным нулю.
Применения самолётов 5-го поколения обычно считается - малозаметность и многофункциональность. То есть это малозаметный истребитель-бомбардировщик. Обычно все универсальные вещи получаются хуже специальных, оптимизировать устройство приходится по большему числу параметров. Универсальность - всегда компромисс между противоречивыми требованиями. Например, между бомбовой нагрузкой и максимальной скоростью. Поэтому истребитель-бомбардировщик всегда имеет меньше бомб, чем обычный бомбардировщик, и меньшую скорость, чем обычный истребитель. То есть все специфические боевые задачи он выполняет хуже. Он нужен специально для экономии средств. Разные боевые задачи редко бывает необходимо выполнять одновременно, поэтому теоретически один и тот же самолёт может выполнить задачу как перехвата самолета противника, так и бомбардировки целей. То есть вместо двух самолётов как бы достаточен один универсальный.
Один универсальный самолёт почти эквивалентен двум специализированным на фронте, и при этом его очевидно будут заказывать производителю большим тиражом, чем отдельно взятые бомбардировщики и истребители. А это - удешевление производства, там тираж изделия очень сильно влияет на издержки.
При нынешних ценах на боевую технику это очень важный аргумент. Но при одном важном условии - универсальный самолёт не должен стоить в два раза дороже специализированных, иначе эффекта экономии средств не будет. Перспективный американский F-35 как раз не слишком удовлетворяет этому требованию. И американцы это заметили сами, правда, уже после того, как F-35 поступил на испытания.
F-35 - "многофункциональный", но эффекта от этого никакого. Не компенсирует такая многофункциональность увеличение стоимости, значительно дешевле покупать обычные истребители.
Конкретную стоимость F-35 Lockheed Martin пока не называют. Так, стоимость первого опытного истребителя F-35 "Лайтнинг-2" для ВВС Нидерландов составит 114 млн евро. F-35 лишь в три раза дешевле - примерно эквивалентно 6,5 тонн золота.[15]
1.3. Постановка задачи выбора проекта
Объектом анализа в курсовом проекте является самолет.
Самолет несет целевую нагрузку (ЦН) в виде ракет класса «Воздух-Воздух», скорострельную пушку и комплект снарядов в обойме.
Самолет имеет нормальную аэродинамическую компоновочную схему и функциональную структуру, показанную на рис. 1.
Силовая установка включает один двухконтурный форсажный турбореактивный двигатель (ДТРДФ).
По каждой альтернативе проекта самолета задаются:
1. масса целевой нагрузки G
ц.н.
i
2. термодинамические параметры двигателя:
· П
KS – суммарная степень повышения давления в вентиляторе и компрессоре на взлетном режиме;
· Т
r
,Тφ – максимальные значения температуры торможения газа соответственно на входе в турбину и в форсажной камере;
· М0 – степень двухконтурности.
Область допустимых значений летно-технических характеристик (ЛТХ) самолета определяется ограничениями на: М0 максимальную допустимую взлетную массу (М0 < М0); Rg - радиус действия (Rg > Rg); L
разб - длину разбега; L
проб - длину пробега.
Перечисленные ограничения соответствуют характеристикам базового (опорного) самолета АКо. За базовый (опорный) принимается самолет, с которым сравниваются все проектные варианты.
В свою очередь, значение целевой функции зависит от летных свойств и массы целевой нагрузки самолета.
Рис.1.1. Функциональная структура самолета
Принимается, что масса силовой установки (СУ) Gcy возрастает с увеличением массы двигателя; Gcy=kcy*Gg, где kcy – коэффициент возрастания массы СУ; Gg – масса пилотажно-навигационного оборудования G
но
=со
nst для всех проектных вариантов; масса общего оборудования G
ОБ.ОБ. возрастает с увеличением массы пустого самолета G
П.С.; G
ОБ.ОБ. =
G
ОБ.ОБ. (
G
П.С.) масса целевого оборудования Gцо возрастает с увеличением массы целевой нагрузки G
ЦН = G
Ц.ОБ.(
G
ЦН).
Расчетными величинами являются:
для двигателя – высотно-скоростные, тяговые и расходные характеристики Р, Се, Gв на форсажном и бесфорсажном режимах; масса двигателя Gд.
Принимается, что технико-эксплуатационные характеристики – ресурс и надежность планера и двигателя – для всех проектных вариантов выдерживаются на некотором заданном уровне и по альтернативам не меняются.
Конечной целью технико-экономического анализа проекта самолета является выбор предпочтительной альтернативы из множества вариантов с различными ТТХ. Некоторый вектор ТТХ при прочих равных условиях обеспечивает вполне определенную величину эффективности самолета. Эффективность самолета характеризует его способность к решению целевой задачи при заданной номенклатуре и ТТХ объектов-целей в определенных условиях оперативного применения. Каждая характеристика самолета в большей или меньшей степени влияет на уровень его эффективности; при этом связи между отдельными ТТХ противоречивы.
В общем случае множество синтезированных вариантов проекта самолета можно разделить на два подмножества. Первое включает варианты, уступающие вариантам второго подмножества по всем значащим (с точки зрения влияния на эффективность) ТТХ. Ясно, что такие варианты могут быть без колебания отброшены как заведомо неэффективные.
Варианты второго подмножества требуют привлечения к анализу стоимостных показателей по следующей причине.
Взаимосвязи и противоречия между отдельными ТТХ приводят к тому, что среди проектных вариантов второго подмножества нет ни одного, превосходящего остальные по всем значащим ТТХ. Такие подмножества обычно называют паретовскими вариантами первого порядка (Парето 1).
Сущность постановки задачи выбора предпочтительной альтернативы проекта самолета по Парето 1 зависит от уровня эффективности, обеспечиваемого ТТХ паретовских вариантов.
В первой постановке при равенстве уровней эффективности вариантов задача выбора проекта сводится к отыскиванию оптимальных сочетаний ТТХ, развитие которых противоречиво: улучшение одних ТТХ ведет к уступкам в уровне других ТТХ. Поскольку приращения и уступки в ТТХ компенсируются так, что эффективность самолета в целом остается неизменной (или различия по эффективности пренебрежимо малы), в анализ вводятся стоимостные показатели вариантов проекта, дифференцирующие проекты по стоимости, что обусловливает объективность выбора проекта.
Различие стоимостных показателей вариантов с равным уровнем эффективности объясняется следующим.
Закономерности, связывающие ТТХ самолета с его эффективностью и стоимостью, существенно различаются. В первом случае (связь ТТХ с эффективностью) они описывают процесс функционирования самолета по целевому назначению , во втором (связь ТТХ со стоимостью) - процесс ОКР и СП. При этом связь ТТХ со стоимостью проявляется непосредственно через конструктивные параметры, обеспечивающие данный вектор ТТХ. Различие этих процессов обуславливает различие факторов и закономерностей формирования эффективности и стоимости самолета. Как следствие, одни и те же проектно-конструкторские решения по-разному влияют на эффективность и стоимость самолета. Именно поэтому варианты с одинаковой эффективностью имеют разную стоимость и, наоборот, варианты с одинаковой стоимостью имеют разную эффективность. Это дает возможность среди проектов, равноценных по эффективности, выбрать вариант с минимальной стоимостью.
Вторая постановка задачи выбора проекта самолета возникает, когда ТТХ альтернатив проекта обеспечивают разный уровень эффективности и стоимости, так, что в координатах эффективность-стоимость образуется поле альтернатив. В этом случае задача технико-экономического анализа решается на двух этапах: на первом отсеиваются заведомо неоптимальные варианты, на втором - из вариантов, принадлежащих кривой эффективность-стоимость, выбирается предпочтительная альтернатива.
Рис. 1. 2. График зависимости эффективности и стоимости
Первая часть задачи может быть решена графически путем построения кривой эффективность-стоимость. Варианты, принадлежащие кривой эффективность-стоимость, превосходят любой другой вариант поля альтернатив или по стоимости (в данном случае превосходство по стоимости означает сравнительно меньшую стоимость), или по эффективности (эффективность выше), или одновременно по двум показателям. В то же время среди вариантов на кривой эффективность-стоимость нет ни одного, который бы доминировал над остальными одновременно по двум показателям, так как рост эффективности сопровождается ростом стоимости.
Подобного рода множества называются оптимальными по Парето второго порядка (Парето 2). Каждый из вариантов Парето 2 является наилучшим для данного, свойственного ему уровня эффективности как обладающий наименьшей стоимостью. Поэтому варианты Парето 2 могут быть названы субоптимальными. Выбор проекта на такого рода множествах не может быть решен на уровне самолета как системы. Самолет необходимо рассматривать как элемент системы более высокого уровня, например тождественной авиационной системы, включающей группу (парк) самолетов данного образца или подсистему базирования. С позиции этой системы оптимальным может считаться вариант проекта, доставляющий экстремум целевой функции развития системы при заданных ограничениях. В условиях ресурсных ограничений оптимальным справедливо считать проект, обеспечивающий максимум эффективности системы:
es→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 es при С
s
≤ С
s является критериальная функция:
Е = max (
U
/С
c
в)
где U - эффективность самолета в одном вылете;
С
c
в - стоимость самолето - вылета.
ТТХ самолета оказывают влияние одновременно на U и С
c
в. ТТХ влияют на С
c
в 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
| № п/п | П*к∑ | Т г, С | Т ф ,С | µо | rо | С р | С ф |
| 1 | 25 | 1550 | 1700 | 1.0 | 0.91 | 0.42 | 1.34 |
| 2 | 25 | 1600 | 1900 | 0.8 | 1.00 | 0.47 | 1.74 |
| 3 | 20 | 2300 | 2600 | 1.7 | 1.176 | 0.45 | 2.07 |
| 4 | 35 | 1710 | 1850 | 0.7 | 1.146 | 0.51 | 1.79 |
r о = Ро/ mо
где Ро – стартовая тяга двигателя;
m о – масса двигателя.
Таблица 2.2
Весовые (массовые) параметры самолета и его оборудования
| № п/п | Gо, кг | Gпл , кг | Gсу, кг | Gт, кг | Gоу, Кг | Gно, кг | Gцо, кг | Gцн, кг | Gп, кг | Gснар, Кг | Gр, кг |
| 1 | 7540 | 2192 | 947 | 2200 | 472 | 398 | 268 | 937 | 270 | 495 | 172 |
| 2 | 9431 | 2633 | 1419 | 2852 | 591 | 398 | 342 | 1100 | 270 | 616 | 214 |
| 3 | 9475 | 2646 | 1428 | 2755 | 595 | 398 | 390 | 1200 | 270 | 690 | 240 |
| 4 | 8826 | 1932 | 1544 | 2642 | 568 | 398 | 390 | 837 | 270 | 407 | 160 |
Таблица 2.3
Маневренные характеристики самолета и целевые показатели
| № п/п | Vу max , м /с | Ψ град/сек | t р, с | ω | относительная заметность | q | ǖ |
| 1 | 180 | 26 | 31 | 0.988 | 0.951 | 0.377 | 0.353 |
| 2 | 191 | 27 | 30 | 0.981 | 1.031 | 0.404 | 0.360 |
| 3 | 220 | 27 | 22 | 0.989 | 1.067 | 0.425 | 0.355 |
| 4 | 211 | 26 | 23 | 1.011 | 1.071 | 0.379 | 0.324 |
Таблица 2.4
Нормативные данные
| № п/п | Показатели | Обозначение | Значение | Размерность |
| 1 | Стоимость ракет | Ц р | 2221.56 | руб/кг |
| 2 | Стоимость снарядов | Ц снар | 130,68 | руб/кг |
| 3 | Стоимость топлива | Ц т | 18,29 | руб/кг |
| 4 | Стоимость пушки | Ц п | 1960,2 | руб/кг |
| 5 | Стоимость оборудования управления | Ц оу | 1306,80 | руб/кг |
| 6 | Стоимость навигационного оборудования | Ц но | 1568,16 | руб/кг |
| 7 | Стоимость целевого оборудования | Ц цо | 1568,16 | руб/кг |
| 8 | Коэффициент рентабельности | Кр | 1,4 | |
Таблица 2.5
Структура применяемых материалов
| Наименование материала | Доля в конструкции (а) | Удельная плотность Р (кг/ дм) | Стоимость материалов См (руб./кг) | КИМ |
| Титан | 0,08 | 4,5 | 121,0 | 0,56 |
| Алюминий | 0,80 | 2,8 | 31.46 | 0,80 |
| Композиционные материалы | 0,03 | 1,0 | 1210 | 0,90 |
| Прочие | 0,09 | 1,5 | 15.73 | 0,80 |
Условные обозначения
П*к∑ – суммарная степень повышения давления в вентиляторе и
компресссоре на взлетном режиме;
Тг – максимальное значение температуры газа на входе в турбину;
Тф – максимальное значение температуры газа в форсажной камере;
µо – степень двухконтурности;
rо – тяговооруженность ;
Ср – удельный расход топлива на бесфорсажном режиме работы
двигателя;
Срф – удельный расход топлива на форсажном режиме работы двигателя;
Gо – взлетная масса двигателя;
Gпл – масса планера;
Gсу – масса силовой установки;
Gт – масса топлива;
Gоу – масса оборудования управления;
Gно – масса навигационного оборудования;
Gцо – масса целевого оборудования;
Gцн – масса целевой нагрузки;
Gп – масса пушки;
Gснар – масса снарядов;
Gр – масса ракетного оборудования;
Vуmax – максимальная вертикальная скорость набора высоты;
t р – время разгона от скорости Vmin до Vmax;
ω – характеристика маневренности;
q – эффективность;
ǖ – уязвимость;
Ψ – угловая скорость.
2.2 Методика расчета стоимостных показателей самолета, его систем
Стоимость самолетовылета
С св = Ссн + Ст + ǖ * Ц с
где С сн – стоимость снаряжения;
С т – стоимость топлива;
ǖ – уязвимость самолета;
Ц с – цена самолета.
Стоимость снаряжения
С сн = С р+ С снар
где С р – стоимость ракет;
С снар – стоимость снарядов.
С р = Ц р*
G р
где Ц р – стоимость единицы массы ракеты;
G р – масса ракеты.
С снар = Ц снар *
G снар
где Ц снар – стоимость массы снарядов;
G снар – масса снарядов.
Стоимость топлива
С т = Ц т*
G т
где Ц т – стоимость единицы массы топлива;
G т – масса топлива.
Цена самолета
Ц с = С с * К р
где С с – стоимость самолета;
К р – коэффициент рентабельности.
Стоимость самолета
С с = С об + С пл + С су + С п
где С об – стоимость оборудования;
С пл – стоимость планера;
С су – стоимость силовой установки;
С п – стоимость пушки.
Стоимость оборудования
С об = С оу + С но + С цо
где С оу – стоимость оборудования управления;
С но – стоимость навигационного оборудования;
С цо – стоимость целевого оборудования.
С об = Ц оу *
G оу + Ц но *
G но + Ц цо *
G цо
где Ц оу, Ц но, Ц цо – стоимость единицы массы оборудования управления,
навигационного, целевого оборудования соответственно;
G оу,
G но,
G цо – массы оборудования управления, навигационного, целевого оборудования соответственно;
Стоимость планера
С пл = С чел.час пл * (Т пл + Т ш + Т пл сб) + С м
где С чел.час пл – стоимость человеко – часа производства планера;
Т пл – трудоемкость производства агрегатов планера;
Т ш – трудоемкость изготовления шасси;
Т пл сб – трудоемкость сборки планера;
С м – стоимость материалов.
С чел.час пл= 6 *
V пл 0,15
где V пл – объем планера (дм 3).
V пл =
G пл / ρ‾
где G пл – масса планера;
ρ – средняя плотность применяемых материалов.
ρ = ∑ ρ í * α í
где ρ í – средняя плотность i –го материала;
α í – доля i –го материала в массе конструкции планера.
Тпл = 30 *
V пл
Т ш = 0,2 *
G о
где G о – взлетная масса самолета
Т пл = 1,5 *
V пл
С м =
G пл ∑﴾﴾ α í * С м í ﴿ ∕ КИМ í ﴿
где КИМ – коэффициент использования i –го материала.
Стоимость силовой установки
С су = С д + С чел.час пл * ( Т тс + Т су )
где С д – стоимость двигателя;
Т тс – трудоемкость изготовления топливной системы;
Т су – трудоемкость сборки силовой установки.
С д = 0,96 * Ро * Рв * Р д * С р * С рф
где Ро – тяга двигателя;
Рв – удельная тяга по воздуху; Рв = 0,09
Рд – удельная тяга двигателя;
С р – расходные характеристики двигателя на бесфорсажном режиме;
Срф – расходные характеристики двигателя на форсажном режиме.
Ро =
Gо *
r о
где rо – тяговооруженность.
Рд = Ро /
G
q
где G
q – масса двигателя ( 0,85
Gсу).
Т тс = 1,04 *
G
q 0,736
Т су сб= 1.1 *
G су 0,6
где G су – масса силовой установки.
Эффективность двигателя:
W
q = Рв * Рд / (Ср С рф )
2.3 Расчет стоимостных показателей по вариантам
Стоимость ракет
С р = Ц р*
G р
С р 1 = 2221,56 * 172 = 382108,32 руб.
С р 2 = 2221,56 * 214 = 475413,84 руб.
С р 3 = 2221,56 * 240 = 533174,40 руб.
С р 4 = 2221,56 * 160 = 355449,60 руб.
Стоимость снарядов
С снар = Ц снар*
G снар
С снар 1 = 130,68 * 495 = 64686,6 руб.
С снар 2 = 130,68 * 616 = 80498,88 руб.
С снар 3 = 130,68 * 690 = 90169,20 руб.
С снар 4 = 130,68 * 407 = 53186,76 руб.
Стоимость снаряжения
С сн = С р + С снар
С сн 1 = 382108,32 +64686,6 = 446794,92 руб.
С сн 2 = 475413,84 + 80498,88 = 555912,72 руб.
С сн 3 = 533174,40 +90169,20 = 623343,6 руб.
С сн 4 = 355449,60 + 53186,76 = 408636,36 руб.
Стоимость топлива
С т = Ц т*
G т
С т 1 = 18,29 * 2200 = 40238,00 руб.
С т 2 = 18,29 * 2852 = 52163,08 руб.
С т 3 = 18,29 * 2755 = 50388,95 руб.
С т 4 = 18,29 * 2642 = 48322,18 руб.
Стоимость оборудования
С об = С оу + С но + С цо
С об = Ц оу *
G оу + Ц но *
G но + Ц цо *
G цо
С об 1 = 1306,80 * 472 + 1568,16 * 398 + 1568,16 * 268 = 1661204 руб.
С об 2 = 1306,80 * 591 + 1568,16 * 398 + 1568,16 * 342 = 1932757 руб.
С об 3 = 1306,80 * 595 + 1568,16 * 398 + 1568,16 * 390 = 2013256 руб.
С об 4 = 1306,80 * 568 + 1568,16 * 398 + 1568,16 * 390 = 1977972 руб.
Средняя плотность применяемых материалов
ρ = ∑ ρ í * α í
ρ = 4,5 * 0,08 + 2,8 * 0,8 + 1,0 * 0,03 + 1,5 * 0,09 = 2,765 кг/ дм 3
Объем планера
V пл =
G пл / ρ
V пл 1 = 2192 / 2,765 = 792,77 дм 3
V пл 2 = 2633 / 2,765 = 952,26 дм 3
V пл 3 = 2646 / 2,765 = 956,96 дм 3
V пл 4 = 1932 / 2,765 = 698,73 дм 3
Стоимость человека-час производства
С чел.часпл = 6 *
Vпл0,15
С чел.час 1пл = 6 * 792,77 0,15 = 16,33 руб.
С чел.час 2пл = 6 * 952,26 0,15 = 16,79 руб.
С чел.час 3пл = 6 * 956,96 0,15= 16,80 руб.
С чел.час 4 пл = 6 * 698,73 0,15 = 16,03 руб.
Трудоемкость производства агрегатов планера
Тпл = 30 *
V пл
Т пл 1 = 30 * 792,77 = 23783,1 час
Т пл 2 = 30 * 952,26 = 28567,8 час
Т пл 3 = 30 * 956,96 = 28708,8 час
Т пл 4 = 30 * 698,73 = 20961,9 час
Трудоемкость изготовления шасси
Т ш = 0,2 *
G о
Т ш 1 = 0,2 * 7540 = 1508 час
Т ш 2 = 0,2 * 9431 = 1886,2 час
Т ш 3 = 0,2 * 9475 = 1895 час
Т ш 4 = 0,2 * 8826 = 1765,2 час
Трудоемкость сборки планера
Тплсб = 1,5 *
V пл
Тплсб 1 = 1,5 * 792,77 = 1189,16 час
Тплсб 2 = 1,5 * 952,26 = 1428,39 час
Тплсб 3 = 1,5* 956,96 = 1435,44 час
Тплсб 4 = 1,5 * 698,73 = 1048,10 час
Стоимость материалов
С м =
G пл ∑﴾﴾ α í * С м í ﴿ ∕ КИМ í ﴿
∑﴾﴾ α í * С м í ﴿ ∕ КИМ í = (0,08 *121,0)/0,56 + (0,8 * 31,46)/0,8 +
+ (0,03 * 1210)/0,9 + (0,09 * 15,73)/0,8 = 90,85
С м 1 = 90,85 * 2192 = 199143,20 руб.
С м 2 = 90,85 * 2633 = 239208,05 руб.
С м 3 = 90,85 * 2646 = 240389,10 руб.
С м 4 = 90,85 * 1932 = 175522,2 руб.
Стоимость планера
С пл = С чел.час пл * (Т пл + Т ш + Т пл сб) + С м
С пл 1 = 16,33 * (23783,1+1508+1189,16) + 199143,20 = 631565,85 руб.
С пл 2 = 16,79 * (28567,8+1886,2+1428,39) + 239208,05 = 774513,38 руб.
С пл 3 = 16,80 * (28708,8+1895+1435,44) + 240389,10 = 778648,33 руб.
С пл 4 = 16,03 * (20961,9+1765,2+1048,10) + 175522,2 = 556638,66 руб.
Тяга двигателя
Ро =
Gо *
rо
Р о 1 = 7540 * 0,91 = 6861,4 кг*с
Р о 2 = 9431 * 1,00 = 9431 кг*с
Р о 3 = 9475 * 1,176 = 11142,6 кг*с
Р о 4 = 8826 * 1,146 = 10114,60 кг*с
Масса двигателя
G
q = 0,85 *
G су
G
q 1 = 0,85 * 947 = 804,95 кг
G
q 2 = 0,85 * 1419 = 1206,15 кг
G
q 3 = 0,85 * 1428 = 1213,8 кг
G
q 4 = 0,85 * 1544 = 1312,4 кг
Удельная тяга двигателя по массе
Р д = Р о /
G
q
Р д 1 = 6861,4 /804,95 = 8,52 кг*с/кг
Р д 2 = 9431,0/1206,15 = 7,82 кг*с/кг
Р д 3 =11142,6 / 1213,8 = 9,18 кг*с/кг
Р д 4 =10114,6 /1312,4 = 7,71 кг*с/кг
Стоимость двигателя
С д = 0,96 * Р о * Р в1,3 * Р д1,65 * С р-0,84 * С рф-0,45
С д 1 = 0,96 * 6861,4 * 0,09 1,3 *8,52 1,65 * 0,42-0,84 * 1,34-0,45 = 5438,13 руб.
С д 2 = 0,96 * 9431 * 0,09 1,3 * 7,82 1,65 * 0,47-0,84 * 1,74-0,45 = 8045,38 руб.
С д 3 = 0,96 * 11142,6 * 0,09 1,3 * 9,18 1,65 * 0,45-0,84 *2,07-0,45= 12942,42 руб.
С д 4 = 0,96 * 10114,60 * 0,09 1,3 * 7,71 1,65 * 0,51-0,84 *1,79-0,45 = 9206,31 руб.
Трудоемкость изготовления топливной системы
Т тс = 1,04 *
G
q 0,736
Т тс 1 = 1,04 * 804,95 0,736 = 143,11 час
Т тс 2 = 1,04 * 1206,15 0,736 = 192,73 час
Т тс 3 = 1,04 * 1213,8 0,736 = 193,63 час
Т тс 4 = 1,04 * 1312,4 0,736 = 205,08 час
Трудоемкость сборки силовой установки
Т су = 1,1 *
G су 0,6
Т су 1 = 1,1 * 947 0,6 = 67,17 час
Т су 2 = 1,1 * 1419 0,6 = 85,62 час
Т су 3 = 1,1 * 1428 0,6 = 78,13 час
Т су 4 = 1,1 * 1544 0,6 = 90,07 час
Стоимость силовой установки
С су = С д + С чел.час пл * (Т тс + Т су)
С су 1 = 5438,13 + 16,33 * (143,11 + 67,17) = 8872,00 руб.
С су 2 = 8045,38 + 16,79 * (192,73 + 85,62) = 12718,88 руб.
С су 3 = 12942,42 + 16,80 * (193,63 + 78,13) = 17507,99 руб.
С су 4 = 9206,31 + 16,03 * (205,08 + 90,07) = 13937,57 руб.
Стоимость пушки
С п = Ц п *
G п
С п 1 = 1960,2 * 270 = 529254 руб.
С п 2 = 1960,2 * 270 = 529254 руб.
С п 3 = 1960,2 * 270 = 529254 руб.
С п 4 = 1960,2 * 270 = 529254 руб.
Стоимость самолета
С с = С об + С пл + С су + С п
С с 1 = 1661204,16 + 631565,85 + 8872,00 + 529254 = 2830896,01 руб.
С с 2 = 1932757,2 + 774513,38 + 12718,88 + 529254 = 3249243,46 руб.
С с 3 = 2013256,08 + 778648,33 + 17507,99 + 529254 = 3338666,40 руб.
С с 4 = 1977972,48 + 556638,66 + 13937,57 + 529254 = 3077802,71 руб.
Цена самолета
Ц с = С с * К р
Ц с 1 = 2830896,01 * 1,4 = 3963254,41 руб.
Ц с 2 = 3249243,46 * 1,4 = 4548940,84 руб.
Ц с 3 = 3338666,40 * 1,4 = 4674132,96 руб.
Ц с 4 = 3077802,71 * 1,4 = 4308923,79 руб.
Стоимость самолетовылета
С св = С сн + С т + ǖ * Ц с
С св 1 = 446794,92 + 40238,0 + 0,353 *3963254,41 = 1886061,73 руб.
С св 2 = 555912,72 + 52163,08 + 0,360* 4548940,84 = 2245694,50 руб.
С св 3 = 623343,60 + 50388,95 + 0,355 *4674132,96 = 2333049,75 руб.
С св 4 = 408636,36 + 48322,18 + 0,324 * 4308923,79 = 1853049,85 руб.
Эффективность двигателя
W д = Р в * Р д / (С р * С рф )
W д 1 = 0,09 * 8,52/ (0,42 * 1,34) = 1,36
W д 2 = 0,09 * 7,82/ (0,47 * 1,74) = 0,86
W д 3 = 0,09 * 9,18/ (0,45 * 2,07) = 0,89
W д 4 = 0,09 * 7,71/ (0,51 * 1,79) = 0,76
Стоимость потерь
С потерь = ǖ * Ц с
С потерь 1 = 0,353 * 3963254,41 = 1399028,81 руб.
С потерь 2 = 0,360 * 4548940,84 = 1637618,70 руб.
С потерь 3 = 0,355 * 4674132,96 = 1659317,20 руб.
С потерь 4 = 0,324 * 4308923,79 = 1396091,31 руб.
Масса пустого самолета
G пуст =
G о –
G т –
G цн
G пуст 1 = 7540 – 2200 – 937 = 4403 кг
G пуст 2 = 9439 – 2852 – 1100 = 5487 кг
G пуст 3 = 9475 – 2755 – 1200 = 5520 кг
G пуст 4 = 8826 – 2642 – 837 = 5347 кг
2.4 Анализ результатов расчетов и выбор предпочтительного варианта проекта самолета
Расчетные данные сведем в таблицу 2.6
Таблица 2.6
Анализ структуры стоимости самолето-вылета (в рублях)
| № п/п | Целевая нагрузка | Топливо С т | Стоимость потерь С потерь | Стоимость самолетовылета С св | ||||
| Ракеты С р | Снаряда С снар | Всего С сн | ||||||
| 1 | 382108,32 | 64686,6 | 446794,92 | 40238,00 | 1399028,81 | 1886061,73 | ||
| 2 | 475413,84 | 80498,8 | 555912,72 | 52163,08 | 1637618,70 | 2245694,50 | ||
| 3 | 533174,4 | 90169,20 | 623343,6 | 50388,95 | 1659317,20 | 2333049,75 | ||
| 4 | 355449,60 | 53186,76 | 408636,36 | 48322,18 | 1396091,31 | 1853049,85 | ||
При анализе структуры стоимости самолетовылета из четырех заданных вариантов наиболее предпочтительным является вариант № 4, так как он обеспечивает наименьшую стоимость самолетовылета (1853049,85 руб.) при наименьшей стоимости потерь (1396091,31 руб.).
Таблица 2.7
Анализ структуры себестоимости самолета (в рублях)
| № п/п | Двигатель С д | Силовая установка С су | Бортовое оборудование С об | Пушка С п | Планер С пл | Самолет С с |
| 1 | 5438,13 | 8872,00 | 1661204,16 | 529254 | 631565,85 | 2830896,01 |
| 2 | 8045,38 | 12718,88 | 1932757,2 | 529254 | 774513,38 | 3249243,46 |
| 3 | 12942,42 | 17507,99 | 2013256,08 | 529254 | 778648,33 | 3338666,4 |
| 4 | 9206,31 | 13937,57 | 1977972,48 | 529254 | 556638,66 | 3077802,71 |
Анализируя таблицу можно определить, что стоимость пушки у всех вариантов одинакова, следовательно, на формирование стоимости самолета наибольшее влияние оказывают: стоимость силовой установки, стоимость оборудования и стоимость планера. По этим показателям наименьшие значения имеют соответственно 1, 1, и 4 варианты. Однако в качестве оптимального можно выделить вариант № 1, как имеющего наименьшую себестоимость самолета Сс= 2827963,95 руб. Это достигнуто за счет наименьшего значения стоимости двигателя С д= 5438,13 руб., стоимости силовой установки С су = 8872,00 руб., стоимости оборудования С об = 1661204,16 руб. Эти показатели значительно ниже, чем у других самолётов. Немного большую себестоимость самолета Сс= 3077802,71 руб. имеет вариант №4, что достигнуто за счет наименьшей из всех вариантов себестоимости планера С пл = 556638,66 руб. Выбор наилучшего варианта проекта самолета, осуществляется по:
q í / С св í →
max − критерий оптимальности
q 1 / С св 1 = 0,377/ 1886061,73 = 1,99 * 10 -7
q 2 / С св 2 = 0,404/ 2245694,50 = 1,79 * 10 -7
q 3 / С св 3 = 0,425/ 2333049,75 = 1,82 * 10 -7
q 4 / С св 4 = 0,379/1853049,85 = 2, 04* 10 -7
Выбор показал, что наилучшим является вариант № 4.
Расчетные данные сведены в таблицу 2.8
Таблица 2.8
Анализ влияния ТДП двигателя на его стоимость и маневренность самолета
| № п/п | ТДП | Стоимость двигателя (руб.) С д | Маневрен ность самолета ω | Масса пустого ЛА G пуст | Эффективность двигателей W д | ||||
| µо | П*к∑ | Т г | Тф | ||||||
| 1 | 1,0 | 25 | 1550 | 1700 | 5438,13 | 0,988 | 4403 | 1,36 | |
| 2 | 0,8 | 25 | 1600 | 1900 | 8045,38 | 0,981 | 5487 | 0,86 | |
| 3 | 1,7 | 20 | 2300 | 2600 | 12942,42 | 0,989 | 5520 | 0,89 | |
| 4 | 0,7 | 35 | 1710 | 1850 | 9206,31 | 1,011 | 5347 | 0,76 | |
Как видно из таблицы 2.8 вариант № 3 двигателя характеризуется высокими температурами газов на входе в турбину и в форсажной камере, а так же имеет максимальную степень двухконтурности µо= 1,7. И при этом стоимость двигателяэтого варианта С д = 12942,42 руб. - наибольшая. Маневренность самолета ω=0,989 у данного варианта средняя, наименьшая ω = 0,981 – у варианта № 2.
По показателю эффективности двигателя, предпочтительным является
вариант № 1, эффективность которого максимальна W д=1,36 при наименьшей стоимости двигателя С д= 5438,13 руб. и при наименьшей массе пустого самолетаG пуст=4403, минимальная эффективностьW д=0,76 у варианта № 4.
Построим график зависимости эффективности двигателя от стоимости двигателя (рис 2.1).
|
Рис.2.1 График зависимости эффективности двигателя от стоимости двигателя
Окончательный выбор предпочтительного варианта осуществляется на основе анализа данных вариантов по стоимости и эффективности. Критерием для определения наилучшего варианта является:
W д í / С д í →
max − критерий оптимальности
Т.к. на графике точка первого варианта имеет наибольшую эффективность и наименьшую стоимость, следовательно, этот вариант и будет являться оптимальным. Рассчитаем для него отношение эффективность-стоимость:
W д 1 / С д 1 = 1,36/5438,13 = 2,5 * 10 -4
Расчетные данные сведены в таблицу 2.9:
Таблица 2.9
Анализ и выбор предпочтительного варианта самолета
| № п/п | Эффективность самолета в одном вылете q | Стоимость самолетовылета (руб) С св |
| 1 | 0,377 | 1886061,73 |
| 2 | 0,404 | 2245694,50 |
| 3 | 0,425 | 2333049,75 |
| 4 | 0,379 | 1853049,85 |
Построим график зависимости комплексного показателя эффективности самолета в одном вылете от стоимости самолетовылета (рис 2.2).
|
Рис.2.2 Поле альтернатив в координатах "Эффективность-стоимость"
В поле альтернатив в подмножество первого порядка (Парето) попали 1, 3, 4 варианты. Рассчитаем значения критерияq í / С св í для вариантов, принадлежащих кривой.
q í / С св í →
max − критерий оптимальности
q 1 / С св1 = 0,377/1886061,73= 1,99 * 10 -7
q 3 / С св3 = 0,425/2333049,75= 1,82 * 10 -7
q 4/ С св 4 = 0,379/1853049,85= 2,04 * 10 -7
Наиболее максимальное значение при соотношенииq í / С св í у 4-го варианта, следовательно, он является оптимальным.
2.5 Аддитивная свертка параметров
Для сведения многокритериальной оценки вариантов самолетов к монокритериальной используют свертку.
Свертка показателей в единый комплексный показатель осуществляется
путем аддитивной свертки по модели:
К = ∑ Р í * λ í
где К – комплексный показатель;
Р í – величина і –го показателя, характеризующая свойство объекта;
λ í – весовой коэффициент, характеризующий степень влияния Р í на конечный результат.
Рассчитаем комплексный показатель маневренности по вариантам проекта. Для этого пронормируем маневренные характеристики самолета по вариантам и результаты представим в таблицу 2.10.
Таблица 2.10
Характеристики маневренности
| № п/п | Vу max , м/с | Ψ град/сек | t р, с | ω |
| 1 | 180/220=0,82 | 26/27=0,96 | 22/31=0,71 | 0,988 |
| 2 | 191/220=0,87 | 27/27=1 | 22/30=0,73 | 0,981 |
| 3 | 220/220=1 | 27/27=1 | 22/22=1 | 0,989 |
| 4 | 211/220=0,96 | 26/27=0,96 | 22/23=0,96 | 1,011 |
Комплексный показатель маневренности с использованием аддитивной свертки:
К м = λ *
Vу
max + λ * Ψ + λ * ω + λ *
t р
λ = 0,25
К м 1 = 0,25 * 0,82 + 0,25 * 0,96 + 0,25 * 0,71 + 0,25 * 0,988 = 0,87
К м 2 = 0,25 * 0,87+ 0,25 * 1 + 0,25*0,73 + 0,25 * 0,981= 0,90
К м 3 = 0,25 * 1 + 0,25 * 1 + 0,25 * 1 + 0,25 * 0,989 = 1,00
К м 4 = 0,25 * 0,96 + 0,25 * 0,96 + 0,25 * 0,96 + 0,25 * 1,011 = 0,97
Таблица 2.11
Характеристики боевой живучести
| № п/п | относительная заметность | уязвимость |
| 1 | 0,951/1,071=0,89 | 0.353 |
| 2 | 1.031/1,071=0,96 | 0.360 |
| 3 | 1.067/1,071=0,996 | 0.355 |
| 4 | 1.071/1,071=1,00 | 0.324 |
Комплексный показатель боевой живучести:
К бж = λ * относительная заметность + λ * ǖ
λ = 0,5
К бж 1 = 0,5 * 0,89 + 0,5 * 0,353= 0,62
К бж 2 = 0,5 * 0,96 + 0,5 * 0,395 = 0,68
К бж 3 = 0,5 * 0,996 + 0,5 * 0,355 = 0,68
К бж 4 = 0,5 * 1,00 + 0,5 * 0,324 = 0,66
Комплексный показатель эффективности:
К = λ * К м + λ * К бж + λ *
q
λ = 0,33
К 1 = 0,33 * 0,87 + 0,33 * 0,62 + 0,33 * 0,377 = 0,616
К 2 = 0,33 * 0,90 + 0,33 * 0,68 + 0,33 * 0,404 = 0,655
К 3 = 0,33 * 1,00 + 0,33 * 0,68 + 0,33 * 0,425 = 0,695
К 4 = 0,33 * 0,97 + 0,33 * 0,66 + 0,33 * 0,379 = 0,663
Для анализа и выбора предпочтительного варианта самолета расчетные данные сведем в таблицу 2.12.
Таблица 2.12
Анализ и выбор предпочтительного варианта
с помощью комплексного показателя эффективности
| № п/п | Комплексный показатель эффективности К | Стоимость самолето-вылета С св, руб. |
| 1 | 0,616 | 1886061,73 |
| 2 | 0,655 | 2245694,50 |
| 3 | 0,695 | 2333049,75 |
| 4 | 0,663 | 1853049,85 |
Построим график зависимости комплексного показателя эффективности самолета в одном вылете от стоимости самолета-вылета.
|
Рис.2.3 График зависимости комплексного показателя эффективности самолета в одном вылете от стоимости самолета-вылета
В поле альтернатив в подмножество первого порядка (Парето) попали 3, 4 варианты.
Окончательный выбор предпочтительного варианта осуществляется по критерию:
К / С св →
max − критерий оптимальности
К 3 / С св 3 = 0,695/ 2333049,75 = 2,97 * 10 -7
К 4 / С св 4 = 0,663/1853049,85= 3,41 * 10 -7
Анализируя проведенные во втором разделе расчеты можно сделать вывод о том, что оптимальным по критерию К /С св является вариант № 4, так как он имеет наибольшую величину К /С св, равную 3,41 * 10 -7. При этом он имеет наименьшие величины по частным показателям (например, низкую стоимость самолета-вылета Ссв4 = 1853049,85 руб. и стоимость самолета Сс4=3077802,71 руб.).
Летно-технические характеристики оптимального проекта самолета (вариант № 4) представим в виде таблицы.
Таблица 2.13
| П*к∑ | Тг | Тф | µо | rо | С р | С рф | Gо | Gпл | Gсу | Gт | Gоу |
| 35 | 1710 | 1850 | 0.7 | 1.146 | 0.51 | 0.179 | 8826 | 1932 | 1544 | 2642 | 568 |
| Gцо | Gцн | Gп | Gснар | Gр | Vуmax | Ψ | q | ǖ | t р | относительная заметность | ω |
| 390 | 837 | 270 | 407 | 160 | 211 | 26 | 0.379 | 0,324 | 23 | 1,00 | 1,01 |
ЗАКЛЮЧЕНИЕ
В данной курсовой работе рассмотрены основные теоретические аспекты технико-экономического анализа, методика выполнения расчетов стоимостных показателей и анализ их результатов.
В первой части проекта описаны области применения объекта исследования, функциональные структуры, перечень основных и технических характеристик, определяющих его эффективность и стоимость, на примере учебно-тренировочных самолетов L-29, L-39 и их модификаций; поставлена задача выбора проекта, представлена функционально-методическая схема, отражающая последовательность решения задачи, расчетные модули и их взаимосвязь.
Во второй части проведены: расчет стоимостных показателей, анализ структуры стоимости самолетовылета, себестоимости самолета, влияния ТДП двигателя на его стоимость и маневренность самолета, выбора предпочтительного варианта самолета анализ и выбор предпочтительного варианта самолета с использованием комплексного показателя.
По результатам расчетов стоимости самолетовылета оптимальным является четвертый вариант (1853049,85 руб.).
По себестоимости самолета наиболее выгодным является вариант №1 (2830896,01руб.), но вариант №4 находится на втором месте, и его себестоимость составляет 3077802,71 руб.
При расчете критерия оптимальности qi/Ссвi максимальное значение у 4-го варианта (2,04
Наилучшими характеристиками маневренности обладает вариант ЛА №3 (Км3 = 1,00), а высокое значение комплексного показателя боевой живучести у второго и третьего вариантов (Кбж2 = Кбж3 =0,68).
Значение комплексного показателя эффективности лучше у 3-го варианта (К4 =0,695), и по критерию К/Ссв наилучшим является 4-й вариант (К/Ссв2 = 3,41 * 10 -7).
СПИСОК ИСПОЛЬЗУЕМОЙ ЛИТЕРАТУРЫ
1. Вочек Я. Омнипол предлагает // Крылья Родины. - 1986. - №3. - С. 32-33.
2. Ильин В.Е. Штурмовики и истребители-бомбардировщики. - М.: Виктория, АСТ, 1998. - С. 218-221.
3. Кондратьев В.П. Л-29 // Крылья Родины. - 1985. - №8. - С. 34-35.
4. Котлобовский А., Столяр М., Мараев Р. "Альбатрос" - птица пражской весны // авиация и Время. - 2005. - №6. - С. 4-34.
5. Методические указания по выполнению курсового проектирования по дисциплине «Технико-экономическое обоснование проектно-конструкторских и технологических решений»: «Технико-экономическое обоснование проекта самолета». Авт.-сост.: Л.В. Коломиец, Ю.А. Теплов. – Ахтубинск: МАИ, 2001.
6. Пазынич С. "Летающие парты" из Чехословакии // М-Хобби. - 2003. - №3. - С. 18-25.
7. Пазынич С. "Альбатрос" для СССР // М-Хобби. - 2003. - №5. - С. 20-29.
8. Сойко Н. Крылатый "Дельфин" // Моделист-конструктор. - 2008. - №6. - С. 26-31.
9. Сойко Н. Нестареющий "Альбатрос": Об УТС L-39 // Крылья Родины. - 1998. - №11. - С. 9-17.
10. http://airwar.ru/Уголок неба. Электронный журнал. 2004 г.
11. http://ru.wikipedia.org/wiki/F-35Lockheed Martin F-35 Lightning II // Википедия — свободная энциклопедия
12. http://ru.wikipedia.org/wiki/МиГ-35/ МиГ-35// Википедия — свободная энциклопедия
13. http://www.migavia.ru/production //МиГ-35/МиГ-35Д Российская самолетостроительная корпорация
14. http://badnews.org.ru/news/Сравнение самолетов 4 и 5 поколений. Новости 2009 г.
15.http://nnm.ru/blogs/X0MYT/sravnenie_f35_c_rossiyskim_samoletami_4-go_pokoleniya/Сравнение F-35 c российскими самолётами 4-го поколения – 2009 г.
