Книга
← К списку книгЗагрузка разделов…
активнаАктивные записи участвуют в каталоге и синках. Неактивная книга скрыта, но не удалена из базы.
Книга
ПРЕДИСЛОВИЕ
Настоящая книга является третьим изданием учебника по курсу «Проектирование самолетов», читаемому для студентов авиационных институтов (второе издание—в 1972 г.).
За годы, прошедшие со времени выпуска второго издания, в авиационной науке и технике произошли существенные изменения. Эти изменения касаются прежде всего самого объекта проектирования —— самолета. Эволюция в развитии весовых и геометрических параметров, повышение требований к летно-техническим характеристикам, совершенствование оборудования и снаряжения привели к дальнейшему существенному усложнению самолетов, увеличению цикла и стоимости их разработки. Применение традиционных методов проектирования уже не могло обеспечить создание высокоэффективных авиационных комплексов.
Стремление разрешить противоречие между возрастающей сложностью проектируемых самолетов и необходимостью сокращения сроков разработки проектов и повышения их техникоэкономических показателей стимулировало развитие и все более широкое практическое применение методов автоматизированного проектирования с использованием ЭВМ.
Авторы отдавали себе отчет, что в условиях научно-технической революции, бурного развития авиационной науки и техники фактический материал быстро морально устаревает.
Несомненно, что методы проектирования самолетов будут развиваться и совершенствоваться и в дальнейшем, однако фундаментальные методические положения остаются неизменными, В связи с этим в учебнике основное внимание уделяется изложению основ проектирования, методологии разработки и принятия проектно-конструкторских решений. Вместе с тем, где это возможно, в учебнике приводятся алгоритмы решения задач. Значительное внимание уделено изложению узловых проблем проектирования перспективных самолетов.
Предлагаемый учебник состоит из трех частей.
В первой части (гл. 1 ... 12) рассматриваются вопросы общего проектирования самолетов и особенности проектирования самолетов различного назначения, во второй (гл, 13 .., 19) изла-
гаются материалы, связанные с проектированием отдельных частей самолета, позволяющие уточнить, оптимизировать параметры, полученные в процессе общего проектирования. В третьей части книги (гл. 20 и 21) показаны особенности применения методов автоматизированного проектирования.
В приложении даны справочные материалы, которые могут помочь студентам авиационных вузов при работе над дипломными проектами.
Расположение глав учебника в основном соответствует последовательности изложения лекционного курса, а также сложившейся технологической цепочке разработки проекта самолета. Гл. 4, 8 (кроме разд. 8.1.4 и 8.1.5), 9'и 13 написаны С. М. Егером; гл. 3 и 6 — А. А. Бадягиньш; гл. 5 (кроме разд. 5.4) и 14 —— В. Е. Ротиньш и С. М. Егером; введение и гл. 1, 2, 11, 20 и 21 — Н. К- Лисейцевым; гл. 10, 12, 16 и разд. 5.4 — В. Ф. Мишиным; гл. 7 — В. Е. Ротиным; гл. 17, 18 и разд. 8.1.4, 8.1.5 — Ф. И. Склянским, гл. 15 — В. А. Киселевым, гл. 19 — Н. А. Кон- арашовым. При напмсаннн гл. 8, 11, 14 использованы материалы Н. А. Фомина].
Приложения к учебнику подготовлены А. А. Бадягиным, В. Ф. Мишиным и Н. А. Кондрашовым.
ВВЕДЕНИЕ
РАЗВИТИЕ САМОЛЕТОСТРОЕНИЯ В СССР
Более трех четвертей века отделяет нас от' полетов первых практически пригодных самолетов. Их появлению предшествовали многовековые попытки изобретателей многих стран покорить воздушный океан с помощью летательных аппаратов тяжелее воздуха. К концу XIX — началу XX столетия, благодаря работам многих выдающихся ученых, среди которых видное место занимали члены Российской Академии наук М. В. Ломоносов, Л. Эйлер, Д. И. Менделеев, был разработан ряд положений теории полета летательных аппаратов тяжелее воздуха. Творцами этой теории являются Н. Е. Жуковский, С. А. Чаплыгин и др. Их труды заложили реальную основу для создания самолетов. Неоценимый вклад в развитие практического самолетостроения внесли выдающиеся русские конструкторы А. Ф. Можайский, С. В. Гризодубов, И. И. Стеглау и др. Построенные в России в начале XX столетия самолеты «Русский витязь» и «Илья Муромец» И. И. Сикорского, «Святогор» В. А. Слесарева, самолеты Я. М. Гаккеля обладали уникальными для своего времени характеристиками.
Подлинный расцвет отечественной авиации неразрывно связан с победой Великой Октябрьской социалистической революции, с именем В. И. Ленина, который стоял у колыбели советской авиации. Прозорливо увидев потенциальные возможности использования авиации для организации обороны молодой Советской республики и развития ее экономики, В. И. Ленин уделял постоянное внимание созданию научной и производственной базы авиастроения, организации воздушного флота.
Несмотря на невероятно трудные условия, вызванные последствиями первой мировой и гражданской войн, уже в 1923—1924 гг. появляются советские самолеты оригинальной конструкции. Среди них: И-1 Н. Н. Поликарпова ——первый в мире истребитель — свободнонесущий моноплан, АНТ-2 А. Н. Туполева ——первый отечественный цельнометаллический самолет. В 1925 г. начались испытания самолета АНТ-4 (ТБ-1) — цельнометаллического сво- боднонесущего моноплана с двигателями, расположенными на крыле, ставшего эталоном для всех самолетов аналогичного класса.
В годы первой пятилетки благодаря ленинской политике индустриализации продолжались реконструкция существующих и строительство новых авиационных предприятий. Укреплялись научно-исследовательские учреждения. В этот период советские авиаконструкторы создали такие широко известные самолеты, как У-2, И'З, И-4, И-5, Р-5, ТБ-3, АНТ-9, АНТ-14, К-5, «Сталь-2», «Сталь-3», Ш-2 и др. Эти самолеты составляли основу воздушного флота страны в конце 20-х и первой половине 30-х годов. На них были осуществлены рекордные полеты, показавшие, что советская авиация уверенно выходит на передовые рубежи в мире. Так, самолет Р-5 Н. Н. Поликарпова на меж дун ар одном конкурсе самолетов-разведчиков в Тегеране, проходившем в 1930 г., занял первое место.
Необычна судьба самолета У-2 (По-2) конструкции Н. Н. Поликарпова. Построенный в 1928 г. как самолет первоначального обучения летного состава, он также широко использовался для нужд народного хозяйства в качестве транспортного, санитарного и сельскохозяйственного. Благодаря своим уникальным свойствам он оказался одним из самых долговечных самолетов в мире. Около 40 тысяч самолетов У-2 построили наши заводы.
Выдающимся достижением советской конструкторской мысли явилось создание в 1930 г. и серийное производство тяжелого бомбардировщика ТБ-3 (АНТ-6). Этот цельнометаллический сво- боднонесущий моноплан с четырьмя двигателями А. А. Мику- лпна, являвшийся дальнейшим развитием самолета ТБ-1, обладал непревзойденными для своего времени характеристиками.
В 30-е годы на базе достижений первой пятилетки, обеспечивших создание отечественных авиационных двигателей различной мощности, производство высокопрочных авиационных материалов, а также успехов в развитии авиационной науки были созданы самолеты И-15, И-16, АНТ-25 (РД), «Максим Горький» (АНТ-20), «Сталь-7», «Родина» о (АНТ-37 БИС), ДБ-3 (Ил-4), УТ-2, Пе-8 (АНТ-42), И-153 «Чайка». На них были установлены международные рекорды скорости, высоты и дальности полета.
В предвоенные годы и годы Великой Отечественной войны были созданы знаменитые самолеты Пе-2, Ил-2, Як-1, Як-3, 〃а-5, Ла-7, ЛаГГ-3, МиГ-3, Ту-2, обеспечившие превосходство советской авиации над авиацией противника. Отечественная авиация, советская конструкторская школа с честью выдержали суровые испытания войны.
В послевоенные годы в кратчайшие сроки наша авиация осуществила переход на реактивные двигатели. Появляются само- ле™ с изменяемой геометрией крыла, укороченного и вертикаль- н°го взлета и посадки*
В нашей стране создаются первый в мире реактивный пассажирский самолет Ту-104, самолеты ИЛ'18, Ан-10, турбовинтовые гиганты Ту-114, Ан-22 «Антей». С советского аэродрома в декабре
1968 г. взлетел первый в мире сверхзвуковой пассажирский самолет Ту-144. В настоящее время завершается переоснащение парка Аэрофлота реактивными самолетами третьего поколения. Воздушные лайнеры Ту-154, Як-42 и первый отечественный аэробус Ил-86 отвечают самым высоким требованиям, предъявляемым к современным самолетам.
Постоянная забота Коммунистической партии и Советского правительства о развитии авиации, талант советских ученых и авиационных конструкторов, всенародная любовь — вот те слагаемые, которые вывели отечественную авиацию на передовые рубежи в мире.
Советский строй воспитал целую плеяду выдающихся ученых и конструкторов, без деятельности которых трудно себе представить современные достижения авиационной науки и техники. Всемирную известность получили самолеты, созданные конструкторскими коллективами, возглавляемыми А. Н. Туполевым, Н. Н. Поликарповым, Д. П. Григоровичем, А. С. Яковлевым, С. В. Ильюшиным, А. И, Микояном, П. О. Сухим, С. Л. Лавочкиным, О. К. Антоновым, Г. М. Бериевым, В. М. Мясищевым в тесном сотрудничестве с коллективами двигателестроителей, возглавляемыми А. А. Микулиным, А. Д. Швецовым, В. Я. Климовым, С. К. Туманским, А. М. Люлька, А. Г. Ивченко, Н. Д. Кузнецовым, П. А. Соловьевым, и коллективами научно-исследовательских институтов.
Огромны заслуги в развитии фундаментальных и прикладных авиационных дисциплин — аэродинамики, гидрогазодинамики, теории управления полетом, прочности и аэроупругости — таких советских ученых, как М. В. Келдыш, А. И. Макаревский, С. А. Христианович, В, В. Струминский, И. В. Остослав- ский, Б. С. Стечкин, А. Н. Журавченко, А. И. Черемухин и др.
Советская школа проектирования самолетов опирается на научный, диалектический метод. Характерными чертами этой школы являются:
постоянное стремление к простоте, надежности и высокой технологичности разрабатываемых конструкций;
новаторский, творческий подход к решению возникающих задач;
умение рационально сочетать технический риск с трезвыми расчетами, постоянная опора на достижения науки;
нацеленность на решение сложнейших инженерно-технических проблем ценой минимальных затрат.
Успехи этой школы во многом определяются продуманной системой подготовки кадров авиационных конструкторов. Особую роль в формировании авиационного образования^инженера играет курс «Проектирование самолетов》. 乂
ю
Становление проектирования самолетов как научной дисциплины относится ко второй половине 30-х годов, В это время появляются первые работы по выбору рациональных параметров самолета, первые учебники по проектированию самолетов. Авторами их были советские ученые и конструкторы П. М. Крейсон, П, Д. Самсонов, Н. Н. Фадеев, Л. И. Сутугин, Н. Н. Поликарпов.
Дальнейшее развитие теоретических основ проектирования связано с именами таких ученых, как В. Ф. Болховитинов, Н. А. Фомин, А. Л. Гиммельфарб и др. Работы этих ученых заложили тот фундамент, который позволил, опираясь на достижения прикладных авиационных наук и общей теории проектирования сложных систем, на развитие численных методов оптимизации, создать подлинно научный курс «Проектирование самолетов».
Часть первая
ОБЩЕЕ ПРОЕКТИРОВАНИЕ САМОЛЕТА
Глава 1
ПРОЦЕСС СОЗДАНИЯ САМОЛЕТА
САМОЛЕТ КАК ОБЪЕКТ ПРОЕКТИРОВАНИЯ
Самолеты относятся к классу летательных аппаратов, использующих аэродинамический принцип полета. Они расходуют энергию запасенного топлива для создания движущей, подъемной и управляющих сил с помощью воздушной среды. В настоящее время это самый распространенный тип летательных аппаратов с огромным потенциалом дальнейшего развития, так как освоенная область скоростей и высот полета, в которой возможна реализация аэродинамического принципа полета, очень мала, а потребности общества в таких летательных аппаратах постоянно возрастают.
Как объект проектирования современный самолет представляет собой сложную техническую систему с развитой иерархической структурой, большим числом элементов и внутренних связей, возрастающих примерно пропорционально квадрату числа элементов. Так, планер современного широкофюзеляжного самолета состоит более чем из миллиона деталей.
В любом самолете можно выделить ряд функциональных подсистем, определяющих в совокупности его полезные свойства. Эго подсистема создания подъемной силы, подсистема, обеспечивающая устойчивость и управляемость самолета на заданной траектории, подсистема обеспечения движущей силы, подсистемы обеспечения целевой функции, жизнеобеспечения, обеспечения управления и навигации в различных условиях полета и др. Каждая из таких подсистем может включать в себя комплекс простых и сложных систем и отдельных элементов.
Расчленение самолета на подсистемы, удобное для изучения и анализа, отнюдь не означает, что они полностью автономны. Системы самолета взаимосвязаны и взаимообусловлены. Например, в настоящее время для сверхзвуковых маневренных самолетов широкое применение находят так называемые интегральные схемы, основанные на объединении крыла, фюзеляжа, силовой установки, систем управления и устойчивости с целью достижения максимальной эффективности.
С другой стороны, самолет сам по себе — это техническое устройство, средство, мертвое вне действия, вне производства. И только как элемент более сложной системы, включающей самолетные парки и летные экипажи, технические средства и персонал 12
А§иац,ионныйкомплекс
Сами»匕тСами»匕т~—1II Ьнарятение(1^Оборудованиё\ Лиловая~ ТпплиВп~I I 4£”％#Лланер ms如血添如^|| (системн) установка | | ниеОузка~—1II Ьнарятение(1^Оборудованиё\ Лиловая~ ТпплиВп~I I 4£”％#Лланер ms如血添如^|| (системн) установка | | ниеОузкаDW3E3D3皂gu0】DW3E3D3皂gu0】f -s'9v3ED2nQQ §м f - mEImodEgqx ~""^\20倉 DwgAydGf -s'9v3ED2nQQ §м f - mEImodEgqx ~""^\20倉 DwgAydGfifiI OH呑EO иП匚-I OH呑EO иП匚-8П工2胃 口й6 一8П工2胃 口й6 一曽S曽S号工目之0号工目之0壬buaeFa壬buaeFaOU石!-一OU石!-一
Сами»匕т
Сами»匕т
~—1II Ьнарятение(1^Оборудованиё\ Лиловая~ ТпплиВп~I I 4£”％#
Лланер ms如血添如^|| (системн) установка | | ниеОузка
~—1II Ьнарятение(1^Оборудованиё\ Лиловая~ ТпплиВп~I I 4£”％#
Лланер ms如血添如^|| (системн) установка | | ниеОузка
DW3E3D3
皂gu0】
DW3E3D3
皂gu0】
f -s'9v3ED2nQQ §м f - mEImodEgqx ~""^\20倉 DwgAydG
f -s'9v3ED2nQQ §м f - mEImodEgqx ~""^\20倉 DwgAydG
fi
fi
I OH呑EO иП匚-
I OH呑EO иП匚-
8П工2胃 口й6 一
8П工2胃 口й6 一
曽S
曽S
号工目之0
号工目之0
壬buaeFa
壬buaeFa
OU石!-一
OU石!-一
Рис. 1.1. Функционально-структурная схема самолета в авиационном комплексе
для подготовки самолета к полету, технические средства и персонал для обеспечения полета, самолет способен выполнять определенные задачи. Следовательно, самолет является подсистемой сложной системы более высокого иерархического уровня ——авиационного комплекса, под которым понимается органическое сочетание людских и материальных ресурсов и действиями которого вырабатывается определенный полезный для общества эффект. Функционально-структурная схема самолета как элемента авиационного комплекса представлена на рис. 1.1. Авиационный комплекс, в свою очередь, является элементом транспортной системы или системы обороны страны.
Отмеченная специфика самолета диктует необходимость применения системного подхода к его проектированию. Теоретической базой такого подхода является недавно появившаяся и бурно развивающаяся наука — системотехника.
ОПРЕДЕЛЕНИЕ И ЗАДАЧИ ПРОЕКТИРОВАНИЯ.ЭТАПЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ
Под проектированием самолета понимается процесс разработки технической документации, которая обеспечивает возмож- н℃ть промышленного изготовления нового самолета, отвечающего заданным требованиям, и позволяет осуществлять его надежную эксплуатацию в заданных условиях. Техническую документацию в соответствии с требованиями ЕСКД подразделяют натри группы.
Первая группа включает в себя схемную, конструкторскую, монтажную и текстовую документацию. Эта документация отражает ВДеи и принципы, заложенные в проектируемый самолет, отвечая на вопрсс, что должно быть изготовлено. Вторая группа — это технологическая документация, регламентирующая методы и средства изготовления самолета. И, наконец, третья группа — эксплуатационная документация, обеспечивающая правильную эксплуатацию самолета.
Задачей проектирования является разработка схемы, структуры и конструкции будущего самолета и составляющих его элементов, которая должна обеспечить при определенных ограничениях наиболее эффективное выполнение поставленных целей. Решение этой задачи требует четкого определения целей проектирования и установления критериев оценки результатов проектирования, поскольку достижение целей проектирования «любой ценой», естественно, неприемлемо.
Упомянутые при определении задач проектирования ограниче- ния, помимо чисто физических, могут включать в себя ограниче- ння, накладываемые сроками проектирования, возможностями имеющихся в распоряжении проектировщиков экспериментальной, базы, лабораторного оборудования и вычислительной техники. Не менее существенные ограничения при проектировании диктуются производственно-технологическими аспектами. Они определяются наличием необходимых материалов и комплектующих изделий, возможностями лабораторного и производственного обо- рудования, а также уровнем производственных навыков персо- нала авиационного предприятия. Опыт разработки принципи- ально новых самолетов свидетельствует, что успех их создания зачастую зависел от коренной реконструкции не только экспериментальной и производственно-технологической базы авиацион- ного предприятия. Создание таких самолетов иногда требовало реконструкции целых отраслей промышленности страны, являясь мощным стимулом научно-технического прогресса.
Сложность самолета как объекта проектирования определяет специфику процесса его разработки. Для реализации процесса проектирования потребовалось создание специализированных проектных организаций — ОКБ, включающих большое число спе- циалистов в различных технических областях, сложные лабораторные и производственные подразделения. ОКБ представляют собой большие организационно-технические системы, развивающиеся и совершенствующиеся по мере усложнения объекта и средств проектирования. Эти организации в сиоей деятельности опираются на работу отраслевых научно-исследовательских инсти- тутов, занимающихся разработкой перспектив развития авиации в различных ее направлениях (ЦАГИ, ГосНИИ ГА, ЦИАМ, В И АМ и т. д.) и на опыт производства и эксплуатации самолетов на серийных заводах и в летных подразделениях^ Авиастроение — сложнейшая отрасль отечественной индуетрии, вобравшая в себя 14
все передовые достижения отечественной и мировой науки и техники. Это в известной мере барометр уровня научно-технического развития общества (наряду с космонавтикой, радиоэлектроникой, атомной энергетикой).
Из всего длительного процесса создания самолета, от зарождения идеи до запуска в серийное производство и эксплуатацию, мы будем рассматривать лишь проектирование. Это сложный процесс, требующий огромного объема вычислений, графических работ и различного рода исследований. В нем можно выделить ряд этапов, отражающих сложившуюся технологию процесса проектирования.
Рассмотрим этапы этого процесса и дадим характеристику задач, решаемых на каждом из них.
Непосредственному проектированию предшествует этап выработки требований к самолету, осуществляемый совместно заказчиком и ОКБ. На этом этапе (иногда его называют внешним проектированием) на основе параметрических исследований перспективных самолетов как элементов транспортной или боевой системы, анализа их взаимодействия с компонентами комплекса, в котором они будут функционировать, прогнозируются потребные общие характеристики будущего самолета. При этом осуществляются многовариантные расчеты по определению и оптимизации технико-экономических показателей эксплуатации предполагаемого самолета на намеченной сети авиамаршрутов. В результате этой работы определяются необходимые технико-экономические и тактико-технические характеристики самолета, позволяющие сформулировать требования на его проектирование (ТЗ). Следует подчеркнуть, что обоснованное задание требований во многом определяет успех программы создания нового самолета.
Целью следующего этапа проектирования, называемого разработкой технических предложений (предварительное проектирование), является выбор схемы и определение н айвы годнейшего сочетания основных параметров самолета и его систем, обеспечивающих выполнение заданных требований, либо обоснование необходимости их корректировки. На этом этапе на основе анализа ТЗ, идей главного конструктора, опыта конструкторского бюро и рекомендаций НИИ формируется концепция самолета, разрабатывается его аванпроект. При этом определяются в первом приближении основные геометрические, весовые и энергетические характеристики проектируемого самолета, а также формируются законы управления им на различных участках траектории для различных, предусмотренных требованиями, профилей полета. Это этап синтеза облика и определения основных размеров само- Лета, в процессе которого связываются воедино различные аспекты проектирования самолета, касающиеся исследования его геометрических, весовых, аэродинамических характеристик, высотноскоростных и дроссельных характеристик двигателей, структуры
оборудования и снаряжения, летно-технических данных и траекторий полета.
Выходной информацией этого этапа являются чертежи общих видов рационального варианта самолета, а также документация о его летно-технических, экономических и эксплуатационных характеристиках. На основании этих материалов компетентные органы принимают решение о целесообразности дальнейшей разработки проекта.
В процессе эскизного проектирования полученные ранее геометрические, весовые и энергетические параметры самолета воплощаются в конкретную конструктивную компоновку, отвечающую различным, весьма противоречивым требованиям, в том числе эксплуатационным и технологическим. ■
В процессе компоновки уточняют центровку самолета, расчету которой предшествует составление весовой сводки на основе прочностных и весовых расчетов агрегатов планера и силовой установки, ведомостей оборудования, снаряжения, грузов и т. д. В процессе эскизного проектирования обычно проводят широкие теоретические и экспериментальные исследования агрегатов и систем самолета. Изготавливают и продувают в аэродинамических трубах модели самолета и его отдельных агрегатов. По результатам этих исследований уточняют аэродинамический расчет, расчеты устойчивости и управляемости, а также характеристик аэроупругости. На основании этих расчетов вносят соответствующие исправления в компоновку самолета, уточняют весовые расчеты. Строят макет самолета, позволяющий произвести взаимную пространственную увязку агрегатов и систем самолета, размещение- оборудования, оценить удобство размещения экипажа и пассажиров.
Итог этого этапа — эскизный проект; он дает информацию об уточненных характеристиках самолета, а также о форме, размерах и взаимном расположении основных агрегатов и функциональных элементов самолета. Макетная комиссия производит комплексную оценку проекта, необходимую для принятия решения о разработке рабочего проекта и его реализации.
Заключительный этап собственно процесса проектирования — рабочее проектирование-, он направлен на практическую реализацию заявленных характеристик й параметров самолета. На этом этапе выпускается вся техническая документация, необходимая для изготовления, сборки, монтажа как отдельных агрегатов и систем, так и самолета в целом. Разрабатываются чертежи общих 'видов агрегатов самолета, сборочные и деталировочные чертежи отдельных его частей. Проводятся: экспериментально-исследовательские работы, связанные с внедрением новых материалов, типов конструкций; статические и динамические прочнортные и ресурсные испытания конструкций; стендовые испытания систем оборудования, управления, жизнеобеспечения. При этом уточняются весовые расчеты и расчеты на прочность всех элементов конструк-
Рис. 1.2. Основные этапы разработки проекта самолета
ции. Информация, полученная на этом этапе, позволяет уточнить данные о проекте и внести соответствующие коррективы в расчеты, выполненные на предыдущих этапах.
В процесс проектирования следует также включить изготовление опытных образцов самолетов и их испытания — наземные и летные, поскольку в ходе этих испытаний определяются фактические характеристики самолета и степень удовлетворения тактико-технических требований (ТТТ). На основании этой информации принимается решение о внесении изменений в проект.
При изготовлении опытных образцов осуществляется отработка технической документации и технологии изготовления самолета.
По итогам этого этапа принимается решение о запуске самолета в серийное производство.
Анализ показывает, что проектирование — сложный, многоэтапный процесс. Существенным является то, что этот процесс обычно итерационный, причем итерации осуществляются не только между основными этапами проектирования, но и внутри каждого из них. Укрупненная схема процесса разработки проекта представлена на рис. 1.2.
Отметим место ргудёльн£йй вес различных этапов разработки проекта самолета.
На рис. 1.3 показана тенденция изменения затрат на разра- ботку самолета и распределение принимаемых решений (в %) по отдельным этапам разработки. Видно, что процесс общего проек- тирования, включающий техническое предложение и эскизный проект — наиболее ответственные этапы создания самолета. На
Рис. 1.3. Изменение затрат и распределение принятых решений (в %) на различных этапах разработки самолета:
/ — анализ ТТТ, исследование областей применения; 2 — выработка концепции самолета; 3 — разработка аванпроекта; 4 — разработка эскизного проекта; 5 — рабочее проектирование； 6 一 постройка самолета, стендовые испытания; 7 — летные испытания
этих этапах при затрате максимум 20 ... 25 % времени от всей работы и не более 5 ... 10 % средств принимается 75 ... 80 % основных решений по проекту (технических и организационных).
От того, насколько правильные решения принимаются на ранних этапах, часто зависит судьба проекта, и не только потому, что ошибки, допущенные на ранних этапах разработки проекта, приводят к слишком большим затратам средств и времени на его доработку в процессе рабочего проектирования и постройки, но и потому, что от них может вообще зависеть возможность реализации проекта.
НЕКОТОРЫЕ ОСОБЕННОСТИ ПРОЕКТИРОВАНИЯСОВРЕМЕННЫХ САМОЛЕТОВ
Еще недавно процесс проектирования в основном заключался в выборе схемы и основных геометрических параметров самолета и выполнялся небольшой группой проектировщиков. Так, например, предварительная проработка проекта самолета Локхид F-104 (50-е годы) потребовала участия всего десяти конструкторов, четырех специалистов в области аэродинамики и небольшого числа других специалистов. Разработка опытного самолета заняла всего 1 год и была выполнена коллективом, насчитывавшим менее 100 человек.
Эволюция в развитии основных параметров и характеристик самолета сопровождалась постоянным усложнением не только конструкции и общей компоновки планера и силовой установки, но и всех его систем.
Самолеты выпуска 70-х годов существенно сложнее самолетов аналогичного назначения 50-х годов. Соответственно выросли и трудоемкость их изготовления, и время, затрачиваемое на созда- 18
ние. Практикой доказано, что время, необходимое для исследований в аэродинамических трубах, затраты человеческого труда и потребный объем вычислений для создания перспективных самолетов возрастают по экспоненциальному закону. Продолжительность разработки самолета (до первого полета опытного образца) составляет в среднем 3 ... 4 года, а при разработке принципиально новых самолетов, не имеющих прототипов (ХВ-70, «Конкорд»,' «Харриер»), это время увеличивается более чем вдвое, достигая 8... 10 лет.ние. Практикой доказано, что время, необходимое для исследований в аэродинамических трубах, затраты человеческого труда и потребный объем вычислений для создания перспективных самолетов возрастают по экспоненциальному закону. Продолжительность разработки самолета (до первого полета опытного образца) составляет в среднем 3 ... 4 года, а при разработке принципиально новых самолетов, не имеющих прототипов (ХВ-70, «Конкорд»,' «Харриер»), это время увеличивается более чем вдвое, достигая 8... 10 лет.力力22А 2§ 6 艮纟А 2§ 6 艮纟空7空7L1O11 /它7吗L1O11 /它7吗- 一/ 0 吋7 行 7 crZQj I- 一/ 0 吋7 行 7 crZQj IШ^1ZJ〃 Уr.L 188Ш^1ZJ〃 Уr.L 188/勿喈吻^〃 m修@?°從z例/勿喈吻^〃 m修@?°從z例Время до первого полетаВремя до первого полета1935 1945 1955 1985 7975Год ввода 夕эксплуатацию1935 1945 1955 1985 7975Год ввода 夕эксплуатациюсерийного образца составляет от трех до восьми лет, а в ряде случаев и более («Мираж» F.1, «Харриер» — 10 11 лет, «Конкорд»—14 лет).Вследствие увеличения потребных ресурсов человеческогосерийного образца составляет от трех до восьми лет, а в ряде случаев и более («Мираж» F.1, «Харриер» — 10 11 лет, «Конкорд»—14 лет).Вследствие увеличения потребных ресурсов человеческогоРис. 1.4. [Изменение стоимости разра* ботки и цены одного самолета по годам: стоимость разработки самолета； ———цена одного самолетаРис. 1.4. [Изменение стоимости разра* ботки и цены одного самолета по годам: стоимость разработки самолета； ———цена одного самолета
ние. Практикой доказано, что время, необходимое для исследований в аэродинамических трубах, затраты человеческого труда и потребный объем вычислений для создания перспективных самолетов возрастают по экспоненциальному закону. Продолжительность разработки самолета (до первого полета опытного образца) составляет в среднем 3 ... 4 года, а при разработке принципиально новых самолетов, не имеющих прототипов (ХВ-70, «Конкорд»,' «Харриер»), это время увеличивается более чем вдвое, достигая 8... 10 лет.
ние. Практикой доказано, что время, необходимое для исследований в аэродинамических трубах, затраты человеческого труда и потребный объем вычислений для создания перспективных самолетов возрастают по экспоненциальному закону. Продолжительность разработки самолета (до первого полета опытного образца) составляет в среднем 3 ... 4 года, а при разработке принципиально новых самолетов, не имеющих прототипов (ХВ-70, «Конкорд»,' «Харриер»), это время увеличивается более чем вдвое, достигая 8... 10 лет.
力
力
2
2
А 2
§ 6 艮纟
А 2
§ 6 艮纟
空7
空7
L1O11 /
它7吗
L1O11 /
它7吗
- 一/ 0 吋7 行 7 crZQj I
- 一/ 0 吋7 行 7 crZQj I
Ш^1
ZJ〃 Уr.L 188
Ш^1
ZJ〃 Уr.L 188
/勿喈吻^〃 m修@?°從z例
/勿喈吻^〃 m修@?°從z例
Время до первого полета
Время до первого полета
1935 1945 1955 1985 7975
Год ввода 夕эксплуатацию
1935 1945 1955 1985 7975
Год ввода 夕эксплуатацию
серийного образца составляет от трех до восьми лет, а в ряде случаев и более («Мираж» F.1, «Харриер» — 10 11 лет, «Конкорд»—14 лет).
Вследствие увеличения потребных ресурсов человеческого
серийного образца составляет от трех до восьми лет, а в ряде случаев и более («Мираж» F.1, «Харриер» — 10 11 лет, «Конкорд»—14 лет).
Вследствие увеличения потребных ресурсов человеческого
Рис. 1.4. [Изменение стоимости разра* ботки и цены одного самолета по годам: стоимость разработки самолета； ———цена одного самолета
Рис. 1.4. [Изменение стоимости разра* ботки и цены одного самолета по годам: стоимость разработки самолета； ———цена одного самолета
труда и машинного времени, необходимого на разработку конструкции, постоянно возрастает число специалистов, участвующих в создании самолетов. По зарубежным данным, трудозатраты в человеко-часах (чел.-ч) на разработку I кг массы конструкции самолета возросли с 4 ... 5 чел.-ч/кг в начале пятидесятых годов Д° 25 ... 30 чел.-ч/кг в настоящее время.
Все это вызывает увеличение расходов на создание самолетов. Тенденция изменения стоимости разработки и цены одного экземпляра самолета за последние 40 лет показана на Рис. 1.4.
Планируемые и истинные величины стоимости и времени проектирования и изготовления, как правило, существенно от- личаются. Это объясняется ограниченными возможностями чело- века обрабатывать огромные потоки информации, принимать ре- шения в условиях большой неопределенности, вызванной невоз- можноствю достаточно глубокой проработки всех вопросов, связанных с проектированием и изготовлением самолета на различ- ных этапах его разработки.
Привлечение к разработке современного самолета большого ”^сла людей, все более узко специализированных в отдельных областях знаний, превращает организацию их целенаправленной Деятельности в сложную проблему.•
При современных все ускоряющихся темпах научно-техниче^ скбго прогресса динамика процесса проектирования является одной из важнейших его характеристик и всемерное сокращение сроков проектирования становится одним из главных требований. Действительно, при увеличении сроков проектирования новизна и оригинальность решений, используемых в проекте, теряются. Еще не будучи реализованным, проект может морально устареть и потерять смысл.
Чтобы обеспечить гарантию успеха программы создания современного самолета в условиях ограниченных материальных ресурсов и сроков разработки, нужна более высокая степень точности прогнозирования характеристик самолета при его проектировании. Это одна из трудноразрешимых задач разработки обширных и сложных авиационных программ.
В настоящее время наметились следующие пути преодоления отмеченных выше сложных проблем. Одним из путей повышения точности прогнозирования, а следовательно, снижения риска из-за принятия необоснованных решений, является более широкое проведение научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ по перспективным направлениям авиастроения. Целью таких работ является создание научно-технического задела. По зарубежным данным для создания конкурентоспособного самолета, который бы не устарел к моменту начала его эксплуатации, необходимо использовать в его разработке от 50 до 150 новых технических решений. При этом важно, чтобы не менее 2/3 из них были отработаны и проверены уже к началу проектирования. В этих условиях также возрастает роль моделирования, полу- натурных и натурных экспериментов на возможно более ранних этапах разработки проекта. Например, можно испытать новый двигатель или какую-либо систему самолета, установив их на серийный самолет или летающую лабораторию. Это тем более важно, что циклы создания отдельных подсистем самолета, например планера и двигателя, значительно отличаются.
Второй путь связан с разработкой и использованием фундаментальных методов анализа и принятия решений на базе математических моделей, адекватно отображающих характер и закономерности исследуемых объектов и процессов. Реализация этого направления в значительной степени связана с дальнейшим развитием теории проектирования самолетов, а также с применением ЭВМ в их проектировании.
В настоящее время с целью сокращения сроков и стоимости разработки проекта при одновременном повышении качества проектирования ставится задача использования ЭВМ и средств машинной графики при решении всех задач проектирования, не связанных с проявлением неповторимых человеческих качеств (интуиция, воображение, исследовательские способности).
Известно, что проектирование сложного технического объ- екта ——итерационный процесс последовательного приближения 20
Рис. 1.5. 1 Преимущества автоматизированного проектирования:Рис. 1.5. 1 Преимущества автоматизированного проектирования:，"” и обычные методы проектирования;автоматизированное проектирование; Л — выигрыш во времени; В — выигрыш в качестве，"” и обычные методы проектирования;автоматизированное проектирование; Л — выигрыш во времени; В — выигрыш в качествеи KTlqE冒-шооо qHaualu。и KTlqE冒-шооо qHaualu。
Рис. 1.5. 1 Преимущества автоматизированного проектирования:
Рис. 1.5. 1 Преимущества автоматизированного проектирования:
，"” и обычные методы проектирования;автоматизированное проектирование; Л — выигрыш во времени; В — выигрыш в качестве
，"” и обычные методы проектирования;автоматизированное проектирование; Л — выигрыш во времени; В — выигрыш в качестве
и KTlqE冒-шооо qHaualu。
и KTlqE冒-шооо qHaualu。
к заданным или оптимальным характеристикам. Широкое применение ЭВМ позволит существенно расширить вариантность проектирования, степень приближения к наилучшему решению за более Короткое время, т. е. повысить качество проектирования и снизить сроки разработки проекта. Схематично это иллюстрируется графиком, представленным на рис. 1.5.
Разработка теоретических основ проектирования, значительные успехи в области вычислительной техники позволяют говорить о возможности автоматизации большинства операций процесса проектирования в ближайшем будущем. Успехи, достигнутые в разработке методов, алгоритмов и программ расчета аэродинамических, весовых, прочностных характеристик, параметров силовых установок, оценок летно-технических, экономических и эф- фективностных данных, уже привели к созданию целого ряда комплексных программ и автоматизированных систем проектирования самолетов, применяемых на различных этапах разработки проекта.
Использование ЭВМ при разработке проектов самолетов оказывает влияние на организацию процесса проектирования, предъявляет новые требования к квалификации проектировщиков. От них теперь требуется не только знание физических процессов, обусловливающих создание самолета, его эксплуатацию, но и знание математических приемов, позволяющих формализовать эти процессы, то есть представить их в виде, позволяющем получить требуемое решение на ЭВМ.
Глава 2
ТЕОРЕТИЧЕСКИЕ И МЕТОДОЛОГИЧЕСКИЕ ОСНОВЫПРОЕКТИРОВАНИЯ САМОЛЕТОВ
Разработка проекта самолета требует интеграции знаний в области физики, математики, аэродинамики, устойчивости и Управляемости, технологии и материаловедения, экономики, дви- гателестроения, черчения и конструирования, строительной ме- ханикн и других прикладных и .фундаментальных наук. Вместе
21
с тем проектирование самолета не может базироваться только на сумме знаний перечисленных выше дисциплин. Это самостоятельная научно-техническая дисциплина, имеющая свою внутреннюю логику, свои законы и методы.
Ведущиеся до сих пор дискуссии о том, что же такое проектирование —наука или искусство — лишь отражают уровень наших знаний о законах, формирующих облик самолета, типы и параметры его подсистем.
ПРОЕКТИРОВАНИЕ — ТВОРЧЕСКИЙ ПРОЦЕСС
Целью инженерного проектирования .является разработка и создание новых, ранее не существовавших объектов, процессов или систем. Хотя эта цель может быть достигнута на основе использования известных элементов либо принципов, всегда требуется творческий поиск такого сочетания этих элементов и процессов новым, оригинальным способом, который бы приводил к достижению новых качественных либо количественных результатов.
Задачи и связь инженерного проектирования с другими видами творческой деятельности могут быть пояснены с помощью схемы, представленной в табл. 2.1.
Таблица 2.1
Место инженерного проектировании в ряду других видов научно-технической деятельности [13]
Воздействие
I Законы j природы
Система 〃，“ элемент
—a Sb"0d
#о Вход
Дано
Найти
Процесс
Воздействие на вход, законы природы, система или элемент
Выход, законы природы, система или элемент
Воздействие на вход, выход, система или элемент
Воздействие на вход, выход, законы природы
Выход
Воздействие на вход
Законы природы
Система или элемент
Анализ (дедукция)
Инверсный анализ
Научные исследования (индукция)
Инженерное проектирование
Из этой схемы следует, что если представить проектируемый объект в виде «черного ящика», который при известных ограничениях, определяемых физическими законами, преобразует задан- 22
ную на входе информацию в желаемые характеристики на выходе, то задачей инженерного проектирования является освещение содержания этого «ящика», то есть определение тех средств и путей, которые кратчайшим путем ведут к цели.
Инженерное проектирование, в свою очередь, можно подразделить на три составляющих: изобретательство, инженерный анализ и принятие решений.
Изобретательство — это творческий процесс, направленный на разработку новых полезных идей и принципов для решения инженерных задач. Потребность в изобретательстве тем острее, чем выше требования к характеристикам проектируемого объекта. Известно, например, что преодоление самолетом звукового барьера стало возможным лишь после изобретения турбореактивного двигателя и стреловидного крыла.
Изобретательство, базирующееся на способности человека к абстрактному мышлению, требует от инженера широкой эрудиции, умения связывать между собой разнообразные факты и явления, умения преодолевать психологическую инерцию. Хотя существуют некоторые приемы и методы совершенствования изобретательности, все же изобретательство почти целиком относится к области эвристики. Естественно поэтому, что этот компонент инженерного проектирования трудноформализуем.
Изобретательство сопутствует всему процессу проектирования, однако наиболее ярко оно проявляется на его начальных этапах, когда формируется основная идея, замысел будущего объекта (его концепция). При проектировании самолетов именно на основе изобретательских идей главного конструктора зачастую определяется общая концепция будущего самолета.
После выбора концепции, определяющей возможный вариант решения стоящей задачи, ее необходимо проверить на соответствие физическим законам и различным ограничениям. Такая проверка называется анализом. Инженерный анализ — это получение имеющих смысл ответов на вопросы инженерного характера за приемлемое время и при допустимых затратах. Пронизывая весь процесс проектирования-, он обеспечивает на разных этапах разработки проекта выбор пути решения задачи, выбор структуры системы и технических средств ее реализации, разработку схем, конструкций. В основе инженерного анализа лежит сравнение и внбор вариантов технических решений для достижения поставленных целей проектирования.
Общая схема процесса инженерного анализа показана на Рнс. 2.1. Как следует из схемы, особое место в процессе инженерного анализа занимает моделирование. Под моделью пони- *етс只 такая мысленно представленная и формально описанная (абстрактная) или материально реализованная (физическая) си- стема，которая, отображая или воспроизводя объект исследования, способна замещать его так, что ее изучение дает нам необходимую ^формацию об этом объекте.
Рис. 2.1, Схема процесса инженер ного анализаРис. 2.1, Схема процесса инженер ного анализа
Рис. 2.1, Схема процесса инженер ного анализа
Рис. 2.1, Схема процесса инженер ного анализа
Существуют два типа моделей ——физические и математические. Физические модели имеют ту же физическую природу, что и оригинал. Физическое моделирование дает наиболее полное представление об исследуемых явлениях, однако оно часто связано со значительными затратами времени и средств. Математические модели основываются на идентичности математического описания процессов в модели и оригинале; они делятся на аналитические и численные модели.
Аналитические модели позволяют провести исследования в наиболее общем виде, однако возможности их построения огр ан ичиваются известными трудностями, в основном связанными с необходи
мостью существенного упрощения р ассматрив аемого явления. Как правило, аналитическое моделирование применяется для анализа сравнительно несложных явлений. Наиболее универсальный метод математического моделирования ——численное, осуществляемое с помощью ЭВМ. Численное моделирование в настоящее время является основным инструментом исследования сложных систем.
Хотя процессу инженерного анализа и свойственны творческие черты, все же этот вид деятельности в основном опирается на здравый смысл и специальные знания. Он носит более узкий характер, чем изобретательство. Эти два процесса отличаются в том отношении, что изобретательство направлено на поиск возможных решений, и целью его является создание возможно большего числа альтернатив . Инженерный же анализ направлен на изучение этих решений, и целью его является получение фактических результатов по каждой из рассматриваемых альтернатив.
Третья составляющая инженерного проектирования ——принятие решений есть процесс выбора одной альтернативы из многих, наилучшей из них. Этот процесс характеризуется следующими чертами:
наличие цели. Если ее нет, то не возникает потребность в принятии решения;
няличие альтернативных линий поведения. Это означает ЧТО существует несколько способов достижения цели. С различными альтернативами связаны различные вероятности успеха и различные затраты, причем не всегда достоверно известные. Поэтому принятие решения зачастую сопряжено с неопределенностью;
。3) необходимость учета существенных факторов (ограничений) —геометрических (габариты и форма устройства), весовых прочностных, экономических и т. д.'
В ряде случаев указанные три черты процесса принятия решений удобно представить в виде Д-диаграммы.
После того, как четко сформулирована цель (определена це- левая функция), необходимо составить возможно более полный перечень возможных решений, поскольку от полноты и качества этого перечня зависит качество решения. После этого составляется перечень существенных ограничений, которые должны быть уч- тены ПРИ принятии решения. Процесс принятия решения, как правило, многошаговый, в котором каждый последующий шаг сужает область поиска, ограничивая как число возможных вариантов решения задачи, так и число факторов, которое следует учитывать. Это весьма трудоемкий процесс, соединяющий в себе науку и искусство. Поэтому очень важно уметь приводить слож- НЬ1И процесс принятия решения к задаче, которую можно решать £ помощью математических методов с использованием ЭВМ. то достигается, если принятие решения основывается на исход- ух количественных факторах, то есть когда этот процесс удается формализовать. В этом случае принятие решения базируется на количественных методах оптимизации. Представив поставленную ?бль в виде целевой функции ? = ? (修,也，…,亏),где 厶,也,…, 抬—независимые параметры, определяющие характеристики про- ектируемого объекта, можно свести задачу принятия решения к оптимизационном задаче отыскания экстремума целевой функции
При подготовке и принятии решения проектировщик сталки- вается с необходимостью компромиссного выбора или иными ?овам乩 с поиском условного оптимума. К тому же очень часто фаКТОрЬ1 носят не количественный, а качественный :票輕 Р，ЧТ° затрудняет поиск оптимума. При этом инженеру б™, рИХ°ДИТСЯ принимать Решена и двигаться дальше, не н需：Узренным в том, что принимаемое им решение является JvS Альтернатива, возможно, пригодная лишь на первый л^：： ' должна быть принята, прежде чем ее можно будет проана- 艦炉'И 0ПТИМИЗИР°вать- 口。"ому среди качеств, необходи- ^^『тГенеРУтроектнровщнку, не последнюю роль играет спо- дость принимать решение в сложных ситуациях
ква需проектирования как творческого процесса позволяет 黑噥體е「° КаК нтераиноннн访 проце^с^в котором^； Цесса Щ неразрывно связаны. Общая схема про-
представлена на рис. 2.2.叩
Гипотеза.h | h Принятие b氏爪。° (синтез)卜 ^одспь 产 尸
Рис. 2.2. Схема процесса проектирования
Существенным в этой схеме является то, что синтез новых технических объектов осуществляется на основе многократного повторения анализа для различных вариантов проектных альтернатив (наборов входных параметров).
Оптимизация в процессе проектирования играет двоякую роль, обеспечивая, с одной стороны, определение в рамках выбранной альтернативы наивыгоднейшего сочетания проектных параметров и, с другой стороны, — выявление наилучшей, в известном смысле, альтернативы из рассматриваемых.
ЭВОЛЮЦИЯ МЕТОДОВ ПРОЕКТИРОВАНИЯСАМОЛЕТОВ
При проектировании можно базироваться на двух принципах: эволюционные изменения и создание нового. В первом случае изделие совершенствуется в течение определенного времени путем внесения незначительных улучшений. При этом риск допустить крупные ошибки невелик. Бурный рост научных и технических открытий, весь ход общественного развития выдвинули на первый план задачу создания изделий, базирующихся на новых технических решениях. Такой путь проектирования сопряжен с большей степенью риска. На практике в соответствии с диалектикой проектирования эволюционные изменения и появление нового происходят одновременно, т. е. конструктор одновременно создает новое и осуществляет эволюционные изменения. Для реализации такого подхода к проектированию самолетов потребовался определенный этап развития авиации, этап накопления опыта и фактов, обобщения их в систему знаний — науку о проектировании нового вида техники.
Этот период характеризовался становлением методологии проектирования самолетов. Под методологией проектирования понимается совокупность принципов и методов, а также математический аппарат, с помощью которого решаются проектно-конструкторские задачи. Рассмотрим, как развивались методы проектирования, на примере решения задачи о выборе проектных параметров, определяющих форму и размеры самолета.
В основе проектирования первых самолетов лежал метод копирования (метод подобия), базирующийся в основном на законах подобия. Не имея опыта проектирования, не зная законов аэродинамического полета, конструкторы создавали само- 26
летЬ1, копируя очертания птиц, летучих мышей и других лета- ющих существ. Были разработаны бесчисленные проекты летательных аппаратов тяжелее воздуха.
В 20-х годах нашего века, когда уже был накоплен значитель- нЫй опыт разработки и постройки первых самолетов и планеров, когда авиационные науки (в основном бурно развивающаяся аэродинамика) позволяли установить основные связи между формой, размерами самолета и его летными характеристиками, метод копирования был вытеснен так называемым статистическим методом. В его основе уже лежит определенный научный подход, основанный на обработке прошлого опыта, установлении эмпирических закономерностей, отражающих объективные законы проектирования. При этом методе параметры нового самолета определяются на основе экстраполяции статистически обработанных данных по ранее созданным самолетам аналогичного назначения (самолетам-прототипам). Этот метод базируется на предположении о непрерывном, плавном изменении во времени параметров и характеристик самолетов определенного типа. Однако экстраполяция параметров и характеристик при длительном сроке создания современного самолета (6 ... 10 лет) в условиях научно-технической революции может привести к существенным, принципиальным ошибкам. Недостаток такого метода проектирования заключается и в том, что он не позволяет учитывать все многообразие связей между параметрами и хар актер истинами самолета, а следовательно, определять пути изменения данных прототипов. Естественно поэтому, что использование этого метода оправдано лишь при применении эволюционного принципа проектирования. Когда проектируется принципиально новый самолет, возможности этого метода ограничены. Вместе с тем опыт авиастроения свидетельствует, что только очень немногие проекты могут быть признаны совершенно новыми, и даже при их разработке значительное число технических решений принимается на основе прошлого опыта. По этой причине статистический метод в целом либо в отдельных его частях по-прежнему находится на вооружении проектировщиков, трансформировавшись в так называемый метод проектиро- вания от прототипа.
Дальнейшее развитие методов расчета весовых, аэродинамических характеристик, расчетов устойчивости и управляемости, показателей эффективности самолета поставили на реальную основу развитие аналитических методов определения его основ- НЬ1Х проектных параметров. Эти методы базируются на совместном решении системы уравнений, учитывающих важнейшие связи между параметрами и характеристиками самолета с учетом различного рода ограничений. В результате такого решения ищется Допустимый (в смысле удовлетворения уравнениям существования самолета) вариант проекта. Применение аналитических методов открыло широкую возможность для проведения параметрических исследований по определению влияния изменения проектных
параметров и ограничений на технико-экономические характер и* стики самолета. Отсюда оставался один шаг до решения задач по отысканию наивыгоднейших (оптимальных) параметров самолета, удовлетворяющих выбранному критерию оценки совершенства проектных решений. Это дало толчок к развитию так называемых методов оптимального проектирования самолетов. Первой отечественной работой, посвященной оптимизации параметров самолета, является работа советского инженера Н. Н. Фадеева «Изыскание рациональных размеров самолета》(Труды ЦАГИ, вып. 461, 1939). Практическая реализация методов оптимального проектирования длительное время затруднялась чисто вычислительными трудностями, особенно при решении многопараметрических задач. Применение последовательной оптимизации по отдельным параметрам не давало ощутимых результатов.
Примерно к середине 60-х годов сложились объективные предпосылки для дальнейшего развитая теории проектирования самолета. Важнейшие из них:
развитие общей теории сложных технических систем (системотехники);
развитие прикладных авиационных наук, раскрывающих сущность явлений, определяющих законы формирования самолета и его подсистем;
успехи в области математики, в первую очередь теории оптимизации и численных методов;
—появление ЭВМ.
По мере накопления опыта решения различных задач оптимизации отдельных элементов самолета, все более широкого использования ЭВМ при решении таких задач постепенно увеличивалось число параметров, вовлекаемых в процесс одновременной оптимизации. Совершенствовались критерии оценки проектно-конструкторских решений в направлении учета многоцелевого характера применения самолета и динамики изменения требований к нему за период эксплуатации.
Наряду с этим развивалась общая теория проектирования больших систем, на базе которой практика и теория проектирования самолетов постепенно обретают логическую завершенность, обеспечивая подлинно научный подход к прогнозированию параметров и характеристик будущего самолета. Идеи системного проектирования интуитивно использовались при проектировании самолетов и ранее. Они нашли отражение в расчленении процесса проектирования на этапы, а самолета ——на подсистемы и агрегаты. Системное проектирование базируется на строго упорядоченном комплексном подходе, учитывающем сложные связи и взаимное влияние между элементами системы. Включая в себя как составную часть метод оптимального проектирования, оно отличается от широко распространенных процедур оптимизации отдельных устройств и характеристик систем применением системных, в частности комплексных (обобщенных), критериев оптималъ-
ности, использованием математических моделей, описывающих существенные черты системы в целом, математическим аппаратом оптимизации, широким применением ЭВМ.
МЕТОДОЛОГИЯ СИСТЕМНОГО ПРОЕКТИРОВАНИЯ
Теоретической базой проектирования больших технических систем (к которым, как мы показали, относится самолет) является сравнительно недавно появившаяся наука ——системотехника, которая ставит своей целью создание и изучение наиболее общих способов описания законов функционирования и методов анализа и синтеза больших систем. В отличие от проектно-технических дисциплин (аэродинамика, динамика, строительная механика и т. д.), изучающих отдельные процессы, объекты, элементы и устройства, системотехника изучает поведение больших совокупностей определенным образом взаимосвязанных процессов, объектов и устройств.
” Системотехника тесно переплетается с теорией исследования операций (ТИО). В ТИО излагаются критерии оптимальности и оценки эффективности различных решений, операций, проектов, рассматривается теория моделирования операций и проектов, а также даются математические методы оптимизации различных решений. Таким образом, ТИО, наряду с концепциями системного подхода, является методологической основой проектирования оптимальных технических систем.
После формализации на основе математического моделирования задача проектирования системы может быть сведена к задаче нахождения глобального экстремума функции многих переменных (параметров) при ограничениях на эти параметры в виде функциональных равенств и неравенств. Область вычислительной математики, занимающаяся решением таких задач (математическое программирование), является математической основой проектирования оптимальных систем.
Системное исследование — это изучение системы и ее поведения в целом как единого объекта, выполняющего определенные функции в конкретных условиях. Системный подход — это учет всего, что влияет на выполнение системой поставленных перед нею задач и достижение определенных целей.
В основе системного подхода лежит предположение о возмож- н℃ти расчленения сложных систем и процессов на составляющие нх относительно самостоятельные элементы (подсистемы, подпроцессы) .Это существенно облегчает анализ и синтез сколь угодно сложных систем. При этом очень важно правильно выбрать объект системного исследования, чтобы системное его изучение давало значительный эффект по сравнению с рассмотрением системы по частям. Обладая достаточной масштабностью, чтобы имело смысл его отдельное исследование, такой объект должен допускать хота бы приближенное описание его структуры и функционирова-
ния математическими методами. При определении масштаба исследуемой системы необходимо учитывать вычислительные возможности современных ЭВМ. Поэтому весьма важными задачами системного проектирования являются обоснованное расчленение (декомпозиция) системы на подсистемы, а процесса проектирования на подпроцессы (этапы) и определение существенных структурно-функциональных связей между расчлененными элементами (определение «входов» и «выходов»).
Системное проектирование всегда направлено на поиск параметров системы, оптимальных в смысле выполнения ею своего функционального назначения с учетом возможной многофункциональности и взаимосвязи с другими подсистемами. При этом определение взаимосвязанного комплекса критериев, позволяющих на каждом уровне расчленения системы отыскивать с помощью формальных методов ее оптимальные параметры, а также иметь возможность объективно оценивать результаты проектирования, также является одной из важнейших задач системного проектирования.
Поскольку системное проектирование опирается на широкое использование математических методов исследования и ЭВМ для решения проектных задач, не менее важна разработка приемлемых математических моделей исследуемых систем и процессов. Такие модели должны позволять применение формальной логики и элементарных арифметических операций для решения весьма сложных задач. Последующие задачи системного проектирования направлены на разработку алгоритма и программы для решения задачи на ЭВМ, анализ результатов и подготовку материалов для принятия решений.
Раскроем содержание отмененных выше задач системного проектирования применительно к самолету. Изучение системы начинается с выявления ее структуры и установления связей между элементами. Как отмечалось выше (см. гл. 1), самолет является сложной системой, входящей в большие авиационные системы (комплексы). В авиационном комплексе (АК) самолет проявляет себя через технико-экономические характеристики (ТЭХ), включающие в себя летно-технические характеристики (ЛТХ), характеристики надежности и живучести, а также характеристики целевой нагрузки. Совокупность этих характеристик определяет эффективность использования самолета в авиационном комплексе.
Граф обобщенных характеристик самолета в АК, построенный на основе отношения принадлежности, представлен на рис. 2.3 (см. список сокращений в начале книги). Подобное рассмотрение структуры самолета позволяет установить основные проектные (информационные) связи между элементами самолета как составной части АК.
Рассмотрим иерархию и содержание задач, связанных с проектированием самолета. Являясь элементом большой авиационной 30
Рис. 2.3. Граф обобщенных характеристик самолета в авиационном ком- 'плексе
системы, самолет через свои ТЭХ оказывает влияние на показатели эффективности системы, а следовательно, и на экономику отрасли (если речь идет, например, о транспортных системах) и всего народного хозяйства. Технико-экономические характеристики, в свою очередь, являются функцией параметров самолета, выбираемых в процессе его проектирования. Вследствие этого возникает проблема установления связи между выбором проектных параметров и характеристик самолетов и оценкой их с точки зрения всего народного хозяйства.
Попытки непосредственного разрешения этой проблемы путем выбора параметров конкретного самолета на основе исследования их влияния на экономику всего народного хозяйства практически неосуществимы. Это объясняется как громоздкостью модели решения такой задачи, так и слабым влиянием параметров самолета на соответствующий критерий оценки. Для анализа экономической эффективности самолетов в комплексной транспортной системе народного хозяйства вполне достаточно характеризовать их, как и другие виды транспорта, средними стоимостными показателями, формируемыми в сфере эксплуатации самолетов на основе их ТЭХ, определяемых проектными и конструктивно- технологическими решениями в процессе проектирования самолета.
В соответствии с этим можно выделить пять основных уровней решения задач по разработке нового самолета, представленные в табл. 2.2. Видно, что уровень II соответствует разработке технического задания на проектирование. Уровни III, IV, V соот- ветствуют этапам разработки аванпроекта, эскизного и рабочего проектов соответственно.
Информация, соответствующая прямым межуровневым свя- зям, получается на основе решения задач рассматриваемого Уровня. Причем для верхнего уровня она представляет собой искомые переменные (оптимизируемые параметры), а для ниж- Него ——дисциплинирующие условия, являющиеся основой для
31
Табл
Стадии проектирования
Иерархический уровень
Содержание задач
Организации, ответственные за решение задач
«Внешнее» проектиро- вание
I
Определение потребных объ- емов грузо-пассажирских перевозок авиационным транспортом “
Госплан СССР, Институт комплексных транспортных проблем
II
Потребный типаж и желаемые ТЭХ самолетов, число са- молетов (парк) каждого типа и нх распределение по авиалиниям
Министерство гражданской авиации, .ГосНИИГА
«Внутреннее» проектирование
III
Определение облика и проектных параметров самолета, удовлетворяющего заданные требования
Министерство авиационной промышленности, НИИ, ОКБ
IV
Проектно-коиструкторские задачи по уточнению облика самолета, его коиструктивио- силовой и общей компоновочной схем, определению струк- туры и параметров подсистем
Отделы ОКБ
V
Конструкторские задачи по разработке узлов и деталей и составлению технической документации для производства и эксплуатации самолета
Бригады ОКБ
формулирования критериев и ограничений решения задач данного уровня.
Обратные связи отражают:
для I уровня —— прогнозируемую себестоимость авиаперевозок по авиалиниям или среднюю себестоимость перевозок тонна- километр а по воздушному тр анспорту;
для II уровня — прогнозируемые летно-технические характеристики самолетов;
для III уровня ——прогнозируемые физико-механические свойства материалов и комплектующих изделий (элементная база), технологические процессы, результаты НИР и ОКР и т. д.
Ввиду сложности моделей теоретически необходимое число итерационных циклов между различными уровнями весьма трудно реализовать на практике. Вместе с тем опыт многочисленных исследований указывает на возможность в определенной мере независимого рассмотрения систем разного уровня. Эта возможность 32
объясняется оптимизационным характером задач, решаемых на каждом уровне. Чем выше по иерархии смежные уровни, тем реже потребность в обмене информацией между ними. Вероятностный характер информации, на основе которой решаются задачи рассматриваемых уровней, вносит некоторую степень неопределенности, которая, однако, не отражается существенно на резуль- татах.
Анализ структуры самолета и иерархии задач проектирования позволяет обоснованно подойти к проблеме декомпозиции само* лета на подсистемы, а процесса его проектирования ——на ряд взаимосвязанных задач. Методология системного проектирования базируется на следующих основных положениях об оптимальности систем.
В общем случае система, состоящая из оптимальных элементов (подсистем), не обязательно будет оптимальной. Она должна оптимизироваться в целом, как единый объект с заданным целевым назначением. Это, однако, не означает, что оптимизация по частям вообще не имеет смысла.
Система должна оптимизироваться по количественно определенному и единственному критерию, отражающему в математической форме цель оптимизации. Отсутствие такого критерия, как правило, свидетельствует о нечетком понимании разработчиком стоящей перед ним задачи.
Поскольку система оптимизируется в условиях количественно определенных ограничений на оптимизируемые параметры, ее оптимальность всегда относительна, условна.
В этих условиях весьма важной проблемой является выбор системы критериев, позволяющих для каждого рассмотренного уровня проектных задач, для каждого элемента подсистемы выбирать такие параметры и характеристики, которые бы обеспечивали высокую эффективность системы в целом. При этом необходимо руководствоваться принципом оптимальности, который гласит: если объекты элементов и подсистем всех уровней оптимальны по критериям, соответствующим системам более высокого уровня, то вся система оптимальна. Это означает, что, хотя ка>вдо访 стадии проектирования и каждой подсистеме авиационного комплекса либо самолета может соответствовать свой критерий оценки, все они должны быть непротиворечивы, отвечая общим целям авиационного комплекса.
Приведем основные правила выбора критериев с учетом особенностей связей.
Правило 1. При выборе оптимальных параметров определенного объекта с фиксированными функциональными связями необходимо, чтобы критерии, используемые в случае оптимизации его элементов и подсистем, являлись показателями качества соответствующих систем более высокого уровня.
Правило 2. В случае оптимизации параметров объектов, имеющих прямые функциональные связи, необходимо, чтобы эти
33332 С. М. Егер и др.
33
33
объекты были оптимальны по критерию оценки системы, функции которой они выполняют. ”
Правило 3. При выборе оптимальных параметров объекта, определяющих иерархические функциональные связи, в качестве критерия следует принимать показатель качества системы высшего уровня, ограничивающий рамки влияния этих параметров.
Под функциональными связями здесь понимаются такие, которые определяют возможность выполнения системой своих функций.
Математическое моделирование проектных задач с использованием ЭВМ является важнейшей составной частью методологии системного проектирования. О роли моделирования в инженерной деятельности и видах моделей говорилось в разд. 2.1.
Моделирование предполагает построение модели и ее исследование, включающее отыскание допустимых решений, анализ чувствительности модели и оптимизацию. Построить модель системы —это значит дать ее количественное описание с помощью системы уравнений, связывающих параметры и характеристики системы. Под параметрами системы мы понимаем независимые переменные и их численные значения. Синонимом слова 《параметр》 является слово «аргумент». Характеристики ——это переменные и их численные значения, зависящие от значений параметров, а также от значений параметров и самих хар актер истин. Например, геометрические параметры самолета, такие как удлинение, относительная толщина, стреловидность крыла и т. д., определяют важную аэр один амическую хар актер истину ——коэффициент лобового сопротивления. Он, в свою очередь, зависит от скорости полета самолета, являющейся его х ар актер истиной. Синонимом слова 《характеристика》 является слово «функция». Отметим, что в иерархических системах понятия《параметр》и «х ар актер истина» имеют относительный хар актер, поскольку параметры верхнего уровня при переходе к нижнему уровню обычно превращаются в характеристики.
Построение математической модели начинается с формализованного описания проектируемого объекта, которое в общем случае представляет собой смысловое выражение его модели. Для этого вначале целесообразно выявить параметры, которые могут оказать существенное влияние на результаты моделирования. Это весьма ответственный этап деятельности проектировщика, носящий творческий характер, поскольку определение существенности в значительной степени зависит от стадии проектирования, типа решаемой задачи (ее постановки), а также в не меньшей степени от опыта проектировщика и наличия априорных сведений о проектируемом объекте.
Количество таких параметров на определенном этапе проектирования должно быть таким, чтобы набор их конкретных значений давал достаточную информацию для принятия необходимых на рассматриваемом уровне разработки проекта решений.
После составления перечня существенных параметров приступают к следующему этапу разработки модели — установлению отношения (связей) между параметрами, а также между параметрами и х ар актер и сти ками. При этом важно из всего многообразия таких отношений выделить наиболее существенные, позволяющие получить необходимую информацию о возможности реализации тех или иных проектных концепций для удовлетворения целей проектирования, а также меру эффективности этих концепций.
При рассмотрении отношений может выясниться, что некоторые параметры не удается при существующем уровне знаний связать отношениями с х ар актер истинами и другими параметрами. В этом случае их приходится исключать из формализованного описания модели, оставляя для последующего рассмотрения. Следующим этапом построения модели является ее математическое описание. Для математического описания самолета обычно используются конечные алгебраические и трансцендентные уравнения, обыкновенные дифференциальные уравнения и уравнения в частных производных. Алгебраические и трансцендентные уравнения обычно применяются для описания геометрических, массовых, аэродинамических и частично энергетических отношений между характеристиками и параметрами самолета. Обыкновенными дифферент циальными уравнениями описываются траекторные параметры и динамические характеристики. Для описания некоторых динамических и прочностных характеристик, в частности связанных с определением тепловых потоков на поверхности самолета, используются дифференциальные уравнения в частных производных.
В зависимости от того, учитывается ли фактор времени в пара- ■ метрической модели, различают динамические и стационарные модели. Последние, естественно, более просты для исследования и поэтому используются чаще.
Заключительный этап построения модели ——разработка вычислительного алгоритма, т. е. определенной последовательности расчетов и логических процедур для решения поставленной задачи, проводимых на основе определенных методов и математической модели системы.-
Осуществив программную реализацию алгоритма, математическую модель необходимо проверить на соответствие моделируемому объекту путем решения тестовой задачи. В процессе испытания модели устраняют возможные ошибки, уточняют и при возможности упрощают математическое описание, сокращают число независимых (управляющих) параметров.
ТИПЫ ПРОЕКТНЫХ МОДЕЛЕЙ САМОЛЕТА
В соответствии с методологией системного проектирования бессмысленно пытаться разработать некую универсальную модель проектирования самолета, охватывающую все типы задач, свя- 2*35
Рис. 2.4. Технико-экономические характеристики пассажирского самолетаРис. 2.4. Технико-экономические характеристики пассажирского самолетазанных с разработкой проекта. Типы моделей, их полнота и достоверность зависят как от этапа разработки проекта, постановки задачи проектирования, так и от типа разрабатываемого самолета.
Рис. 2.4. Технико-экономические характеристики пассажирского самолета
Рис. 2.4. Технико-экономические характеристики пассажирского самолета
При разработке проектных моделей самолета используется блочный принцип моделирования. Суть этого принципа заключается в том, что отдельные группы связей, характеризующие геометрические, весовые, аэродинамические, эко-
комические, компоновочные и другие свойства самолета, объединяются в отдельные системы уравнений —— блоки. Достоинством такого подхода является возможность параллельной разработки модели специалистами, компетентными в определенных областях, большая гибкость в построении расчетных моделей при различных постановках задачи проектирования, а также определенные преимущества при программной реализации моделей для решения задачи на ЭВМ (см. гл. 21).
На этапе «внешнего» проектирования, где роль математического моделирования особенно велика, в основном используются модели эффективности и экономические модели, описывающие функционирование большого числа различных систем и элементов —от систем административного управления до отдельных технических устройств. Так, например, на этапе «внешнего» проектирования транспортного самолета рассматривается модель всей системы воздушных перевозок, включающая субмодели существующего и прогнозируемого грузооборота (распределение грузов по массе, габаритам, по временной и пространственной шкалам); субмодели, имитирующие пропускную способность аэропортов и возможности аэродромных служб, служб управления воздушным движением, ремонтно-эксплуатационной базы； субмодели, описывающие программу серийного производства вновь создаваемого самолета с учетом ее реализуемости промышленностью и т. д. Самолет в этих моделях представляется набором технико-экономических характеристик, пример графического представления которых дан на рис. 2.4. Экономические характеристики самолета моделируются зависимостью себестоимости авиаперевозок от дальности полета а (Л), —^-е Техническое функционирование самолета на авиалинии моделируется зависимостями массы коммерческой нагрузки и рейсовой скорости от дальности. На графике также приведена зависимость взлетной массы от дальности 36
полета. В задачах «внешнего» проектирования независимыми переменными (параметрами) являются летно-технические характеристики самолета, а критерии оптимальности формируются из характеристик системы в целом (степень эффективности выполнения поставленной задачи при ограниченных ресурсах). В рассматриваемом примере транспортной системы определяются такие характеристики, как общее количество самолетов (потребный парк), диапазон дальностей полета, крейсерская скорость, грузоподъемность, длина взлетно-посадочной полосы и некоторые другие, позволяющие сформулировать ТЗ на проектирование.
Как правило, на этом уровне весовые характеристики самолета моделируются относительной величиной массы пустого снаряженного самолета; аэродинамические — полетным аэродинамическим качеством; характеристики силовой установки ——удельным расходом топлива. Все эти характеристики определяются на основе статистической обработки данных по прототипам с учетом прогноза развития к определенному сроку.
Модели самолета, используемые на этапах «внутреннего» проектирования, отличаются гораздо большей степенью детализации и полнотой учета разнообразных факторов, влияющих на выбор проектно-конструкторских решений.
В соответствии с блочным принципом моделирования отдельные группы отношений между параметрами и х ар актер и стик ами самолета, отражающие различные стороны его структуры и функционирования и базирующиеся на различных научно-технических дисциплинах, объединяются в ряд субмоделей. Назовем основные из них.
Гео метр ические модели описывают отношения между параметрами самолета и характеристиками его формы и размеров. С их помощью по выбранной компоновочной схеме и некоторым обобщенным параметрам определяется геометрия самолета — его обводы, площади, объемы, сечения крыла, оперения и фюзеляжа. Данные этой модели используются для весовых, аэродинамических и прочностных расчетов, компоновки самолетов, графического отображения результатов проектирования, а также разработки технологической оснастки и программ для станков с числовым программным управлением.
Весовые модели объединяют систему отношений между геометрией самолета и особенностями его конструктивно-силовой схемы, структурой и размещением оборудования и снаряжения, условиями нагружения и массой всего самолета и отдельных
его элементов.
Аэродинамические модели связывают геометрию самолета и его аэродинамические характеристики (коэффициенты аэродинамического сопротивления, подъемной силы, моментов и величины сил и моментов для различных условий полета).
Модели силовой установки описывают отношения между габаритами, рабочими параметрами двигателя и его тягой и расходом топлива для различных условий полета.
Динамическая модель самолета описывает его летные и мане-； вренные характеристики (диапазон скоростей, дальность, скоро-: подъемность, потолок и т. д.) в функции его аэродинамических, весовых характеристик и характеристик силовой установки.
Модели устойчивости “ управляемости связывают характеристики статической и динамической устойчивости и управляемости самолета относительно трех осей с его аэродинамическими, весовыми (инерционными) и геометр ическим и характеристиками.
Прочностные модели позволяют выявить связи между аэродинамическими, весовыми и геометрическими характеристиками самолета и характером нагружения силовых элементов конструкции, уровнем напряжения в них и величинами деформации.
Модели компоновки и центровки позволяют произвести взаимную пространственную увязку основных компонентов самолета. Они отражают сложные связи характеристик устойчивости и управляемости, аэродинамических и весовых с характеристиками, диктуемыми эксплуатационными и другими требованиями.
Экономические модели отражают связи технических параметров самолета с затратами на его проектирование, изготовление и эксплуатацию.
Перечисленные модели базируются на различных методах весового, аэродинамического расчета самолета, прочностных расчетов и расчетов устойчивости и управляемости, расчетов силовой установки и т. д. Применение тех или иных методов, отличающихся степенью точности, зависит от стадии разработки проекта и типа решаемой задачи. При этом решающими факторами, определяющими выбор того или иного метода, является, с одной стороны, наличие исходной информации, позволяющей применить для решения рассматриваемой задачи тот или иной метод, и, с другой стороны, целесообразные масштабы модели. При этом учитываются затраты машинного времени при реализации задачи на ЭВМ и трудоемкость обработки и анализа результатов расчета за приемлемое время. Поскольку информация о проектируемом объекте появляется в процессе проектирования по мере углубления детализации проработки проекта, модели проектирования самолета развиваются и уточняются как на различных этапах проектирования, так и внутри каждого этапа. •
匸 ли^ффициенты, получаемые на основе стического и экспериментального материала.Так, в основе методов весового расчета лежит вычисление с помощью приближенных параметрических уравнений массы 38匸 ли^ффициенты, получаемые на основе стического и экспериментального материала.Так, в основе методов весового расчета лежит вычисление с помощью приближенных параметрических уравнений массы 38На начальном этапе проектирования, когда информация о проектируемом самолете в основном ограничена его потребными характеристиками и прошлым опытом проектирования самолетов аналогичного назначения, применяются полуэмпирические методы расчета самолета, базирующиеся на упрощенных теоретических формулах и аппроксимации, отражающих важнейшие параметрические связи. В некоторых случаях в эти формулы вводят поправочные коэффициенты, получаемые на основе обработки стати-
匸 ли^ффициенты, получаемые на основе стического и экспериментального материала.
Так, в основе методов весового расчета лежит вычисление с помощью приближенных параметрических уравнений массы 38
匸 ли^ффициенты, получаемые на основе стического и экспериментального материала.
Так, в основе методов весового расчета лежит вычисление с помощью приближенных параметрических уравнений массы 38
материала силовых конструкций, воспринимающих изгибающий момент и перерезывающую силу. Масса остальных элементов (стыковые узлы, вырезы, механизация и т. д.) определяется с помощью статистических зависимостей и эмпирических коэффициентов, принятых по х ар актер истинам реальных конструкций.
Предварительные методы аэродинамического расчета базируются на упрощенных теоретических формулах, связывающих аэродинамические характеристики наиболее крупных частей самолета (крыла, фюзеляжа, гондол двигателей, оперения) с основными геометрическими параметрами этих агрегатов (%, с, у, п， Хф, 5МИД, •・•), а также числом М полета. Интерференция учитывается приближенно с помощью эмпирических соотношений, полученных по результатам эксперимента.
Упрощенный подход к определению характеристик силовой установки состоит в аппроксимации тяг и удельных расходов Р, Ср = f (М, Н, Лдрг ...), рассчитанных достаточно строгими теоретическими методами для семейства однотипных двигателей, имеющих одинаковый уровень технического совершенства. Полученные в результате аппроксимации простые параметрические соотношения затем корректируются в соответствии с характеристиками силовых установок реальных самолетов.
Достаточно хорошо разработаны инженерные методы расчета летных характеристик самолета и оценок эффективности.
Наименее изучены методы математического описания компоновки самолета, особенно «внутренней» компоновки. Это объясняется трудностью формализации учета весьма большого числа факторов, учитываемых в процессе компоновки самолета.
Применение перечисленных выше методов в рамках единой модели позволяет осуществлять поиск комбинаций параметров, ■ формирующих облик самолета. Когда определены параметры самолета первого приближения, появляется возможность уточнить расчетную модель путем использования более строгих теоретических зависимостей, отражающих физику моделирующих процессов, а также возможность учета дополнительных факторов, информация о которых появилась в процессе разработки проекта.
Отметим, что при разработке принципиально новых самолетов, то есть в условиях отсутствия прошлого опыта либо результатов предварительных исследований, без физического моделирования задача формирования облика самолета подчас становится неразрешимой. Имея модель, адекватно отображающую реальный объект, можно перейти к решению задач, связанных с поиском допустимых или оптимальных параметров проектируемого объекта.
Как следует из приведенного выше краткого описания методологии системного проектирования, практическая реализация ее невозможна без широкого применения ЭВМ. Эта методология стимулировала развитие методов автоматизированного проектирования и конструирования на базе систем автоматизированного проектирования.
Глава 3
КРИТЕРИИ И МЕТОДЫ ОЦЕНКИ ПРОЕКТНЫХИ КОНСТРУКТОРСКИХ РЕШЕНИЙ
КРИТЕРИИ ОЦЕНКИ ПРОЁКТНЫХИ КОНСТРУКТОРСКИХ РЕШЕНИЙ
Важнейшей составной частью оптимального проектирования является выбор критериев оценки решений. Он возникает каждый раз, когда необходимо сделать оценку вариантов и выбрать один из них. От того какой принят критерий зависит не только численное значение параметров и характеристик, но и судьба проектируемого или построенного самолета вообще. Неудачно выбранные критерии могут привести к неправильной оценке самолета.
Первые самолеты оценивались по отдельным х ар актер истинам. Самолет считался лучшим, если имел по сравнению с прототипами большую скорость, лучшую весовую отдачу при равной дальности полета и т. д. Распространенным в 30-х годах было сравнение самолетов по числам Эвер/[инга (числам скорости, дальности, высоты). В дальнейшем советским ученым В. С. Пыш- новым были предложены аналогичные числам Эверлинга коэффициенты, позволяющие судить о величине полезной нагрузки, массе конструкции, аэродинамическом совершенстве самолета, о том, стремился ли конструктор к получению максимальной скорости, максимальной грузоподъемности или принимал компромиссное решение. Коэффициенты Пышнова давали также возможность оценить расход топлива на тонна-километр перевозимого груза и качество воздушного винта.
Числа Эверлинга, как и коэффициенты Пышнова, использовались при проектировании самолета на основе статистического выбора основных его параметров и характеристик и в свое время играли прогрессивную роль.
Числа Эверлинга и коэффициенты Пышнова давали возможность оценивать и сравнивать самолеты по различным критериям (кроме экономических), но не давали возможности оценить самолет в целом.
Для такой оценки необходим единый, достаточно общий критерий, где будут отражены все интересующие конструктора и эксплуатационника характеристики и параметры самолета. Этот критерий не должен быть искусственным. Необходимо, чтобы он выражал главную задачу, ради которой создается летательный аппарат. Для военного самолета это боевая эффективность или степень (полнота) выполнения боевого задания, для гражданского самолета — экономичная перевозка пассажиров и грузов при заданном уровне комфорта и выполнении всех требований безопасности и регулярности полетов.
"ТВ качестве критерия сравнительной оценки самолетов гражданской авиации Е. А. Овруцкий принимает себестоимость тон- 40
на-километра как величину, непосредственно отражающую не- обходимые издержки на создание и эксплуатацию самолета. Этот критерий является достаточно общим и в то же время не слишком сложным, вполне доступным при проектировании самолета. Себестоимость тонна-километра учитывает весовые характеристики самолета и его частей, характеристики двигателей (тягу, удельный расход топлива, стоимость, ресурс), аэродинамячеекие характеристики самолета (через массу топлива), режим- полета (У, Н, L), стоимость и ресурс конструкции самолета, расходы на проектирование самолета, на содержание летного состава и бортпроводников, цену топлива, аэропортовые расходы, среднегодовой коэффициент загрузки (см. ниже).
Более общим экономическим критерием, по сравнению с себестоимостью тонна-километра, является критерий, предложенный Д. Л. Томашевичем. Он имеет вид
外—Р/В,
ности в период эксплуатации.ности в период эксплуатации.где Р ——величина, определяющая общественную полезность или целевую отдачу летательного аппарата; В — затраты на изготовление летательного аппарата и поддержание его работоспособ-
ности в период эксплуатации.
ности в период эксплуатации.
Критерий Томашевича применим к любым летательным аппаратам. В приложении к самолетам для народного хозяйства рассматриваемый критерий представляет не что иное как величину, обратную полной себестоимости тонна-километра.
Одним из распространенных заблуждений является оценка и сравнение самолетов без учета их взлетно-посадочных характеристик, от которых в значительной мере зависят взлетная масса .и размеры крыла. О. К. Антоновым предложен критерий, который призван исправить этот недостаток. Критерий имеет вид
а* = а/Ьвпп，
где а ——некоторый коэффициент, равный 30 коп/(т-км); £впп — потребная длина взлетно-посадочной полосы в км.
В случае сравнения самолетов при постоянных значениях дальности полета, крейсерской скорости, полезной нагрузки, стоимости и ресурса частей, а также при заданной длине взлетно- посадочной полосы, экономические критерии трансформируются в более простой критерий ——взлетную массу самолета. Наилучший вариант соответствует минимуму взлетной массы самолета при прочих равных условиях. Во многих случаях весовой критерий существенно упрощает решение задач по оптимизации параметров и проектно-конструкторских решений.
Изложенное позволяет сформулировать следующие основные требования к критериям оценки вообще и самолетов в частности:
——критерий должен быть измеряемой (счетной) величиной, способ расчета которой известен;
—критерий должен учитывать основную цель, ради которой = создается объект (самолет), а также условия и ограничения эко ； плуатации;
критерий должен включать те параметры и характеристики объекта, влияние которых требуется оценить или которые необходимо оптимизировать;
— необходимо, чтобы на каждом уровне принятия решения : (на каждой стадии проектирования) критерии были непротиворечивыми;
—желательно, чтобы на всех стадиях проектирования критерий был единственным.
Последнее требование выражено в виде пожелания, так как иногда трудно отдать предпочтение какому-либо единственному критерию и желательно знать решения по нескольким возможным критериям. Принятие компромиссного решения в этих случаях представляет самостоятельную проблему. Один из первых методов решения многокритериальных задач предложил итальянский математик Парето. Его метод основан на следующих допущениях:
эффективность системы возрастает, если возрастает эффективность по всем критериям (по сравнению с некоторым начальным состоянием);
—эффективность системы увеличивается, если улучшаются значения одного или нескольких критериев, а значения остальных не изменяются.
Состояние, при котором нельзя больше улучшить значение хотя бы одного из критериев оценки, не ухудшая значения хотя бы одного из других критериев, свидетельствует о достижении оптимума Парето.
Все известные критерии можно систематизировать по различным признакам, например, по содержанию (технические, экономические, военные, социальные, смешанные, и т. д.), по способу исчисления (детерминированные, вероятностные), по структуре (в виде суммы, произведения, дроби).
Одним из наиболее распространенных критериев в самолетостроении является критерий типа «стоимость—эффективность». Требуется найти параметры самолета, соответствующие либо наибольшей эффективности его при заданной стоимости, либо, наоборот, соответствующие минимальной стоимости (самолета, программы, операции и т. п.) при фиксированном уровне эффективности системы (самолета или парка самолетов с учетом наземных средств обеспечения). Требование найти максимальную эффективность при минимальных затратах не может быть реализовано.
Рассмотрим расчет критерия оценки транспортных самолетов — приведенных затрат, в основе которых лежат себестоимость тонна- километр а и капитальные вложения.
Приведенные затраты в коп/(т・км), выраженные относительно одного самолета:
(3.1)(3.1)апр =。+ ^кап. вл-
(3.1)
(3.1)
Здесь а — себестоимость перевозок, коп/(т・км); акаПфвл — приведенные капиталовложения, коп/(т-км).
Себестоимость перевозок рассчитывается по формуле
1004г
а = й—m у；，(32)
Кком ком у рейс
где Л — расходы на эксплуатацию самолета в течение летного часа, руб/ч; тком — коммерческая нагрузка, соответствующая данной дальности полета, т； У^с —— рейсовая скорость самолета, км/ч; 々ком —— коэффициент коммерческой нагрузки, учитывающий среднегодовую неполную загрузку самолета из-за сезонности перевозок.
Значения 々н^м Даны в табл. 3.1.
Рейсовая скорость самолета или скорость полета по расписанию учитывает потери времени на следующие этапы полета: запуск и прогрев двигателей, рулежка до ВПП перед взлетом и после посадки, взлет и набор высоты, маневрирование в воздухе после взлета и перед посадкой, снижение и посадка. Для сверхзвуковых самолетов дополнительно учитывается время на разгон самолета до крейсерской сверхзвуковой скорости полета и на торможение.
Рейсовая скорость определяется по следующей формуле:
5。二(厶二％n)WKp：c W%. n4AfM =
(3.3)(3.3)L^KpeAc
(3.3)
(3.3)
L — %. 口 十(％, n 十 А'м) ^крейс
где L — расстояние между аэропортами взлета и посадки, км;
• /в. п — время, затрачиваемое на взлет, набор высоты, снижение и посадку, ч; Ав<п — горизонтальная проекция пути, проходимого самолетом за время /в.п» км; Укрейс 一 крейсерская скорость полета, км/ч; AiM — время, затрачиваемое на запуск и прогрев двигателей, на рулежку и маневрирование после взлета и перед посадкой, ч.
Время на набор высоты и снижение, на разгон самолета до крейсерской скорости и торможение и соответствующая этому времени горизонтальная проекция пути самолета берутся из аэродинамического расчета. Для реактивных магистральных самолетов А/м = 0,167 ч (10 мин).
Для приближенных расчетов можно принимать (в км/ч)
ре С ^/^крейс + д^ ^ + Д^нрейс *
Для дозвуковых самолетов (в ч) Af = 0,16 + 1,85-10"4 〃з (Н — высота полета, км).
Для сверхзвуковых пассажирских самолетов Af — 0,37 ... 0,40 ч, если Мкрейс = 2,2 …2,3.
Рис. 3.1. Типовая зависимость величины коммерческой нагрузки пассажирского самолета от дальности полета (L»ac耳 соответствует минимуму себестоимости перевозок): / — ограничение по числу пассажирских мест и объему багажных и грузовых помещений; 2 — ограничение по максимально допустимой взлетной массе; 3 — ограничение по максимально возможному запасу топливаРис. 3.1. Типовая зависимость величины коммерческой нагрузки пассажирского самолета от дальности полета (L»ac耳 соответствует минимуму себестоимости перевозок): / — ограничение по числу пассажирских мест и объему багажных и грузовых помещений; 2 — ограничение по максимально допустимой взлетной массе; 3 — ограничение по максимально возможному запасу топлива,py 碧，КГ/МЗ;匕ar —,py 碧，КГ/МЗ;匕ar —ИИ
Рис. 3.1. Типовая зависимость величины коммерческой нагрузки пассажирского самолета от дальности полета (L»ac耳 соответствует минимуму себестоимости перевозок): / — ограничение по числу пассажирских мест и объему багажных и грузовых помещений; 2 — ограничение по максимально допустимой взлетной массе; 3 — ограничение по максимально возможному запасу топлива
Рис. 3.1. Типовая зависимость величины коммерческой нагрузки пассажирского самолета от дальности полета (L»ac耳 соответствует минимуму себестоимости перевозок): / — ограничение по числу пассажирских мест и объему багажных и грузовых помещений; 2 — ограничение по максимально допустимой взлетной массе; 3 — ограничение по максимально возможному запасу топлива
,py 碧，КГ/МЗ;匕ar —
,py 碧，КГ/МЗ;匕ar —
И
И
Максимальная коммер- f ческая нагрузка (кг) опре-； деляется в зависимости от : числа пассажирских мест ： и емкости багажных и грузовых помещений на самолете:
=90//пас +
у20лдас\
У баг 120 /， (3.5)
где 九 Пас — число пассажирских мест; 90 — сред- няя масса пассажира(75 кг) и личного багажа пассажира (15 кг); 290 — средняя удельная масса почты
объем багажных и грузовых помещений, м3; 120 ——средняя удельная масса багажа пассажиров, кг/м3.
Максимальную коммерческую нагрузку пассажирский самолет может перевозить на определенную, так называемую расчетную дальность, зависящую от максимальной взлетной массы и от запаса топлива на самолете. При заданной максимальной взлетной массе полет на дальность, большую расчетной, выполняется с уменьшенной коммерческой нагрузкой вследствие соответствующего увеличения запаса топлива.
Типовой график, показывающий зависимость величины коммерческой нагрузки пассажирского самолета от дальности полета, показан на рис. 3.1,
Расходы на эксплуатацию самолету в течение одного летнего часа 4 состоят из расходов на амортизацию самолета Ла#с и двигателей Ла,д, расходов на текущий ремонт и техническое обслуживание самолетов Лт,0. G и двигателей Лт> о. д, стоимости расходуемого топлива 4, заработной платы экипажа с начислениями Л3, п и косвенных («аэропортовых») расходов 5ап, учитывающих затраты на содержание аэропортов и различных административнотехнических служб авиакомпании. Таким образом, в руб./ч
% = 4 с + 4. д + 4・ О. с + 4. 6 д + 4 + 4. и + Ватт (3.6)
Расходы на амортизацию самолета (руб/ч):
С = М£с 丄圾耍施二L, (3.7) где 々工=1,05 — коэффициент, учитывающий непроизводственный налет (тренировки, обучение, облет и т. п.); Сс — стоимость (руб.) самолета без двигателей:
Q =鱼ер.С& [отпуст(40 + 4-10-1тпуот) + т纜—1 . (3.8)
[十 JUU/mjlyCT J 、，
Здесь 加пуст серийность иЗдесь 加пуст серийность ив кг; ^сер. с и ^и — коэффициенты, учитывающие расчетную скорссть полета проектируемого самолета,
Здесь 加пуст серийность и
Здесь 加пуст серийность и
М(3.9)
I/Ипуст 厶打с /
^ = ±(1 + Икрейо/800),(3.10)
где £ /г。——число самолетов в серии; Укрейс ——крейсерская скорость, км/ч.
(3.11)(3.11)В формуле (3.7) коэффициент 右口.© — отношение стоимости одного капитального ремонта к первоначальной стоимости самолета,
(3.11)
(3.11)
&.с = 0」1 +2.104/Q.
В (3.7) Тс ——амортизационный или полный срок службы самолета, ч;左 一 срок службы самолета между капитальными ремонтами, ч. Для магистральных самолетов в среднем Тс = 30 000 ч, /с = = 5000 ч. Для самолетов местных воздушных линий Тс = 25 000 ч, tG - 5000 ч.
амортизацию двигателей 4a. д = ^2^дв^двамортизацию двигателей 4a. д = ^2^дв^дв1十也0.д(7дв仰в 一 d1十也0.д(7дв仰в 一 dТдвТдв(3.12)(3.12)По аналогии с (3.7) рассчитываются и расходы (руб./ч) на
амортизацию двигателей 4a. д = ^2^дв^дв
амортизацию двигателей 4a. д = ^2^дв^дв
1十也0.д(7дв仰в 一 d
1十也0.д(7дв仰в 一 d
Тдв
Тдв
(3.12)
(3.12)
где 々2 = 1,07 —— коэффициент, учитывающий непроизводственный налет; пдв ——число двигателей, установленных на самолете; Jb ——стоимость одного двигателя, руб.
(3.13)(3.13)Для ТРДД можно принимать
(3.13)
(3.13)
Сдв — ^сх^сер. дв^О/(34 — 0,4 /Ро)
(3.14)(3.14)где 尸о» ——взлетная тяга одного двигателя, даН;々сх и k^дв — коэффициенты, учитывающие тип (схему) двигателя и серийность, 焼х = 0,85 для ТРД; 々с = 1 — для ТРДД при М < 1; kGX = = 1,5 — при М > 1;
(3.14)
(3.14)
^Оер.дв = 11500/(2 ПДВ)Г25.
Здесь £ 及Дв ——число двигателей в серии.
Стоимость одного ТВД вместе с воздушным винтом в среднем равна Ствл = 1,36总ер. двМ，(40 - 0,52 J瓦Г),(3.15)
где Noi — взлетная мощность одного двигателя, кВт.
В формуле (3.12) коэффициент %.女 一 отношение стоимости одного капитального ремонта двигателя к его первоначальной стоимости.
Для ТРД и ТРДД
施.耳=0,15 + 4,15-IO'5 [1 一 0,2 (7дв/% - 1)17\в,(3.16)
где Т^в ——амортизационный или полный срок службы двигателя; ^Дв — срок службы двигателя между капитальными ремонтами.
45
Для расчетов принимается Тдв = 6000 ч и /дв = 3000 ч, т. е, считается, что за свой срок службы двигатель ремонтируется один раз.
Для ТВД можно принимать 施.口 ^ 0,6.
Расходы на текущий ремонт и техническое обслуживание самолета, руб./ч:
4. о. с = %тпустТ0-з(4,4 - 0,1 Vm^ + 0,15-lO^m,,^), (3.17) где 自=1 — для дозвуковых самолетов с ТРД и ТРДД; k3 =“ г—с ТВД; 々з=2 — для сверхзвуковых4. о. с = %тпустТ0-з(4,4 - 0,1 Vm^ + 0,15-lO^m,,^), (3.17) где 自=1 — для дозвуковых самолетов с ТРД и ТРДД; k3 =“ г—с ТВД; 々з=2 — для сверхзвуковых1,13 —1,13 —Для самолетовДля самолетовпассажирских самолетов.Расхода на текущий двигателей, руб./ч:пассажирских самолетов.Расхода на текущий двигателей, руб./ч:ремонт и техническое обслуживаниеремонт и техническое обслуживание—_Q，16岛&*В/阮—_Q，16岛&*В/阮l+7J0"T.l+7J0"T.ДВДВ(3.18) самолетов;(3.18) самолетов;где 色=1,07;鼠=1 для ТРД и ТРДД дозвуковых 爲=1,5 — для двигателей СПС, а также для ТВД.Расходы на заработную плату экипажа Л3.п (руб./ч) рассчитьь вают исходя из числа членов летно-подъемного состава (летчики, штурманы, бортинженеры и радисты) пл< п. с и числа бортпроводник ков 拉6口:где 色=1,07;鼠=1 для ТРД и ТРДД дозвуковых 爲=1,5 — для двигателей СПС, а также для ТВД.Расходы на заработную плату экипажа Л3.п (руб./ч) рассчитьь вают исходя из числа членов летно-подъемного состава (летчики, штурманы, бортинженеры и радисты) пл< п. с и числа бортпроводник ков 拉6口:
4. о. с = %тпустТ0-з(4,4 - 0,1 Vm^ + 0,15-lO^m,,^), (3.17) где 自=1 — для дозвуковых самолетов с ТРД и ТРДД; k3 =
“ г—с ТВД; 々з=2 — для сверхзвуковых
4. о. с = %тпустТ0-з(4,4 - 0,1 Vm^ + 0,15-lO^m,,^), (3.17) где 自=1 — для дозвуковых самолетов с ТРД и ТРДД; k3 =
“ г—с ТВД; 々з=2 — для сверхзвуковых
1,13 —
1,13 —
Для самолетов
Для самолетов
пассажирских самолетов.
Расхода на текущий двигателей, руб./ч:
пассажирских самолетов.
Расхода на текущий двигателей, руб./ч:
ремонт и техническое обслуживание
ремонт и техническое обслуживание
—_Q，16岛&*В/阮
—_Q，16岛&*В/阮
l+7J0"T.
l+7J0"T.
ДВ
ДВ
(3.18) самолетов;
(3.18) самолетов;
где 色=1,07;鼠=1 для ТРД и ТРДД дозвуковых 爲=1,5 — для двигателей СПС, а также для ТВД.
Расходы на заработную плату экипажа Л3.п (руб./ч) рассчитьь вают исходя из числа членов летно-подъемного состава (летчики, штурманы, бортинженеры и радисты) пл< п. с и числа бортпроводник ков 拉6口:
где 色=1,07;鼠=1 для ТРД и ТРДД дозвуковых 爲=1,5 — для двигателей СПС, а также для ТВД.
Расходы на заработную плату экипажа Л3.п (руб./ч) рассчитьь вают исходя из числа членов летно-подъемного состава (летчики, штурманы, бортинженеры и радисты) пл< п. с и числа бортпроводник ков 拉6口:
'4. П = Cr. п. с^л. п. с + ^бппбп*(3.19)
Здесь Сл. п.с и Сбп ——средняя часовая заработная плата летно- подъемного состава и бортпроводников. Значения Сл. п. с и Сбп при среднем налете экипажа 550 ч в год даны в табл. *3'1.
Таблица 3.1
Тип самолетаТип самолета左к ом左к омМагистральный войМагистральный ковойМагистральный войМагистральный ковойРуб./q руб./чРуб./q руб./ч自自尼，尼，дозвуко-дозвуко-сверхзву-сверхзву-Местных авиалиний 刀 еп^以многоцелевойSuae < о)Местных авиалиний 刀 еп^以многоцелевойSuae < о)0,580,650,650,750,580,650,650,751111442700270020201181187,57,5442700270026002000260020000,420,420,530,610,420,420,530,61
Тип самолета
Тип самолета
左к ом
左к ом
Магистральный вой
Магистральный ковой
Магистральный вой
Магистральный ковой
Руб./q руб./ч
Руб./q руб./ч
自
自
尼，
尼，
дозвуко-
дозвуко-
сверхзву-
сверхзву-
Местных авиалиний 刀 еп^以многоцелевой
Suae < о)
Местных авиалиний 刀 еп^以многоцелевой
Suae < о)
0,58
0,65
0,65
0,75
0,58
0,65
0,65
0,75
11
11
4
4
2700
2700
20
20
11
8
11
8
7,5
7,5
4
4
2700
2700
2600
2000
2600
2000
0,42
0,42
0,53
0,61
0,42
0,42
0,53
0,61
Стоимость расходуемого в полете топлива, руб./ч:
/丁 ~ 0,051^5/Лт< расх^рейс/^расч>(3.20)
где w.pacx — масса расходуемого в полете топлива, кг; ее значе^ ние берут из аэродинамического расчета с учетом дополнительного расхода за время А/ [см. формулу (3.4)]; 0,051 — цена топлива (с учетом непроизводственных затрат на опробование двигателей, на тренировочные и контрольные полеты), руб./кг;々5 = 1,0 46
для дозвуковых самолетов с ТРД и ТРДД, 1,03 ——для самолетов с ТВД, 1,06 — для сверхзвуковых пассажирских самолетов.
Косвенные (аэропортовые) расходы, руб./ч:
Ban = 0,083喏 7,(3.21)
где т0 — в кг.
Приведенные капиталовложения [коп./(т-км) ], входящие в (3.1),
кап. вл^ком^ком ^рейс^год
Здесь Е — нормативный коэффициент эффективности капиталовложений; £ = 0,12 1/год (Е = 1/Тон, где Ток — нормативный срок окупаемости капиталовложений в годах); Сс и Сдв — стоимость (руб.) самолета и двигателя [формулы (3.8), (3.13), (3.15)]; 々жж, тном, Vpeiic ——см (3.2); Ь ——отношение числа двигателей, предназначенных для эксплуатации самолета с учетом замен, к числу двигателей, установленных на самолете; по формуле Е. А, Овруцкого
6-1,17 + 0,29Вгод//дВ.(3.23)
Здесь и в (3.22) Вгод — налет часов на самолет в год:
"…不然e(3・24)
где Lpacq 一 расчетная дальность полета для проектируемого самолета, км; 7рейс ——рейсовая скорость, км/ч; ^в, ^7 ——коэффициенты (см. табл. 3.1).
МЕТОД ГРАДИЕНТОВ ВЗЛЕТНОЙ МАССЫ.ВЕСОВАЯ И ЭКОНОМИЧЕСКАЯ ОЦЕНКА ПРОЕКТНЫХИ КОНСТРУКТОРСКИХ РЕШЕНИЙ
Понятие о коэффициентах роста и градиентахвзлетной массы самолета
В процессе проектирования самолета постоянно приходится сталкиваться с решением задач на противоречия массы и аэродинамического сопротивления, массы и ресурса, массы и стоимости конструкции и т. д. Изложению методики решения подобных задач и посвящен разд. 3.2.
На всех стадиях проектирования самолета обычно вносятся различные изменения и улучшения, сравниваются варианты конструкторских решений. Вопрос состоит в том, как достаточно корректно произвести эти операции, как связать частные изменения различных величин с общим изменением критерия оценки самолета?
Решение может дать приближенный метод, основанный на линеаризации малых (конечных) приращений. Наиболее просто задача решается в тех случаях, когда за критерий оценки принимается величина взлетной массы самолета.
Метод основан на следующих допущениях:
—частные (локальные) изменения, если они вносятся одновременно, непосредственно не связаны между собой, являются независимыми и определяются конструктором;
—внося какие-либо изменения в проект, конструктор стремится сохранить заданную целевую нагрузку и основные летные данные согласно ТЗ или ТТТ;
—изменения малы, не превышают 10 ... 15 % исходного значения (чем больше величина изменения, тем больше погрешность метода — см. ниже).
На основании первого из этих допущений полный дифференциал критерия оценки (а) имеет вид:
也=器出］+ 黑力；+ • • • + -^din, (3.25) где i — параметр.
Считая, что дифференциалы и конечные приращения эквивалентны, уравнение (3.25) можно записать так:
△。=器△& +器А厶^器$(3，26)
Возьмем в качестве критерия взлетную массу самолета (т0), а в качестве изменяемых независимых параметров —— дополнительную массу какой-либо части самолета (Дтдоп), приращение силы лобового сопротивления (АХ°), приращение еще некоторого параметра (Ai) влияющего на т0. Тогда уравнение (3.26) примет вид:
m。=諡a恤g +鬻АX-…+芻^.(3.27)
Здесь слагаемые правой части и есть градиенты взлетной массы самолета:
^^ А тгДоП = grad m0 ——в связи с появлением дополнительна! массы;
-^- АХо = gradnu — в связи с появлением дополнитель- кого лобового сопротивления, и т. д.
В данном случае grad m0 являются однойаправленными векторами. Производные ^—-, —^-, ..., ^^ принято называть коэффициентами роста взлетной массы.
Простота и удобство метода градиентов взлетной массы состоит в том, что на всех стадиях проектирования самолета коэффициенты роста являются константами и могут быть заранее вычислены, а конечные приращения (Дтдоп, АХ0 и т. д.) целиком определяются конструктором.
Метод градиентов позволяет решать весьма большой круг задач：
определять влияние на критерий оценки самолета каждого из переменных параметров, выявить, какой из них оказывает 48
Рис. 32 Зависимость взлетной массы самолета от дополнительной массы：
/ — точное решение по уравнению весового баланса самолета； 2 — решение методом градиентов взлетной массы самолета
наибольшее влияние, чтобы направить усилия в первую очередь на улучшение этой величины. Для решения данной задачи необходимо найти соответствующие частные производные и принять, что конечные приращения переменных должны составлять одинаковую, сравнительно небольшую часть первоначального значения каждой из них (например, 1 %);
определять суммарное, зачастую противоречивое, влияние на критерий оценки какого-либо числа величин. Практический интерес эта задача имеет при анализе различных вариантов технических решений, связанных, например, с изменением массы, силы лобового сопротивления, ресурса и стоимости.
Очевидно, что наилучшим будет тот вариант решения, для которого имеет место экстремум критерия, например, экстремум приведенных затрат, т. е.[工(——Да) ]тах или [£ (+Аа) ]тШ;
находить эквиваленты различных пар величин, например весовые эквиваленты стоимости или ресурса агрегата и т. д. Эта задача имеет весьма большое практическое значение при исследовании целесообразности проектно-конструкторских решений, свя- занных, например, с применением более легкой, но более дорогой конструкции, с уменьшением аэродинамического сопротивления за счет увеличения массы и т. п. Для решения таких задач необходимо приравнять нулю пару каких-либо частных приращений критерия (данная задача рассмотрена ниже). Заметим, что в общем случае пользуются формулой
£ (嘉А加)=。・МВ
Решение этой задачи рассмотрено в разд. 3.2.4;
пересчитывать значение взлетной массы на новое значение, пользуясь простой формулой
(加3°в = (恤)псх 土醬 Ai.(3.29)
Степень погрешности при определении значения (т0)нов зависит от абсолютной величины приращения параметра Ai (рис. 3.2), Если величина Ai не превышает 10 % от первоначального значения параметра, что часто имеет место при рассмотрении различных модификаций характеристик и параметров самолета, то с помощью линеаризации уравнения m0 (Ai) по формуле (3.29)
49
значение (m0)HOB можно определить с точностью до 1 %. Такая точность при приближенных расчетах обычно вполне удовлетворяет конструктора.
Таким образом, метод градиентов взлетной массы позволяет при меньших затратах труда по сравнению с обычным расчетом новых вариантов самолета найти в процессе проектирования связи между частными и общими изменениями характеристик, сравнить между собой частные изменения характеристик при одинаковом конечном результате, дать оценку целесообр азности проектноконструкторских решений.
Указанные задачи могут решаться на любом этапе проектирования опытного образца или при модификациях уже построенного и эксплуатируемого самолета. При этом ограничения (условия решения) задач на каждой стадии могут быть различными. Например, на стадии предварительных изысканий и эскизного проектирования опытного самолета основными ограничениями являются как заданные параметры (ЬраСч, тц#н) = const, так и обычно принимаемые (ро, Ро) = const. На более поздней стадии проектирования или при модификации существующего образца самолета, когда определены характеристики двигателей, размеры и форма самолета, ограничением может служить (S, Ро) = const. Кроме того, на каждой стадии проектирования известно, какие летные данные должны быть сохранены при изменении других характеристик самолета. Например, при появлении дополнительной массы агрегата или детали, когда требуется сохранить не только прочность конструкции и расчетную дальность полета, но также и крейсерскую скорость, увеличение взлетной массы будет различным при So, А) = const и при (S, А) = const.
Остановимся на определении некоторых наиболее важных производных взлетной массы в простейших случаях, когда изменяется только какая-либо одна частная характеристика агрегата (например, масса), а остальные частные характеристики (аэродинамические, объем и т. п.) остаются неизменными.
Производная взлетной массы (коэффициент роста) по дополнительной массе
частей самолета
В процессе проектирования самолета нередко встречается следующая задача: решено изменить массу какого-либо агрегата, группы оборудования или нагрузки, сохранив аэродинамические и другие характеристики самолета. Насколько при этом надо изменить взлетную массу, чтобы основные летные характеристики и прочность самолета остались прежними?
Такие задачи характерны для стадии эскизного проектирования, когда на основе вариаций различных параметров выбираются основные размеры и рассчитывается масса самолета. Однако и на последующих стадиях разработки проекта (даже при модифика- 50
циях построенного самолета) эти задачи не исключаются, так как детальная проработка конструкции самолета обычно сопровождается некоторыми отклонениями массы агрегатов от их значений, установленных при эскизном проектировании.
Итак, допустим, что на какой-либо стадии проектирования самолета появилась необходимость ввести дополнительную массу тдоП. Если при изменении массы какого-либо агрегата на (优矛訪 нужна еще дополнительная масса (тдОП)2 Для исправления возможного изменения центровки самолета, увеличения жесткости конструкции и т. п,, то будем считать, что дополнительная масса тдоп является суммой всех этих составляющих, т. е. тдоп = (/^ДОп)1 + + (^доп)2 + …
Пусть известны зависимости массы всех составляющих от взлетной массы самолета, а также величины, которые конструктор считает нужным оставить неизменными, например (pOl Ро) = const или (S, — const, или mT = const и пр.
Требуется определить увеличение взлетной массы, необходимое для выполнения поставленных ограничений (от которых зависит сохранение летных характеристик), а также для сохранения прочности конструкции.
Запишем уравнение весового баланса самолета при появлении дополнительной массы:
加о Н 疚пуст + 疚т + ^ц. н + ^сл + 加"ДОП， (3.30) где тпуст — масса пустого самолета, тпуСТ = /\ (m0); тт — масса топлива,加里 н ,2 (/^о)； ^ц.н,加сл — целевая и служебная нагрузки, (тц#н, тсл) да const. Из (3.30) следует, что
^доп =他—""пуст 一 ^Т — ^ц. н 一 ^сл*
Возьмем частную производную по т0:
О/ПдопО/Пдоп=1 - ^я^ (佃ует + 飞).=1 - ^я^ (佃ует + 飞).
О/Пдоп
О/Пдоп
=1 - ^я^ (佃ует + 飞).
=1 - ^я^ (佃ует + 飞).
Так как требуется определить производную 5т0/5тдоп, то на основании предыдущего имеем
I.(3.31)
А0n]_否^ (п口уст + 加T)
Найденная массы в связи для краткостиНайденная массы в связи для краткостипроизводная^иХесть коэффициент роста взлетной с появлением дополнительной массы. Обозначим
Найденная массы в связи для краткости
Найденная массы в связи для краткости
дт0—=а/Пдоп m
Численные значения хт могут изменяться от единицы до бесконечности. Последнее возможно, когда (mnyCT + mT) = 1.
Если же —^ (mnycT + тт) = 0, то xm = 1. При этом (mnyCT, mJ = const и (m0)HOB = (т0)ИСх 士 ^дОп, что соответствует случаю, когда изменяются все летные характеристики самолета и прочность его агрегатов (этот случай возможен при модификации построенных самолетов). Важно отметить, что величина 乂加 может быть больше единицы лишь в том случае, когда с введением дополнительной массы конструктор стремится сохранить неизменными какие-либо свойства самолета — летные данные, прочность и т. п.
Рассмотрим физическую сущность возникновения производной 乂皿，когда > 1.
Допустим, что на проектируемом самолете потребовалось установить дополнительное оборудование массой тдОП, которое не ухудшает аэродинамику и не требует увеличения объема самолета. Необходимо, сохранив основные летные характеристики, полезную нагрузку, а также прочность агрегатов, модифицировать самолет. Для сохранения летных характеристик, очевидно, нужно сохранить нагрузку на 1 м2 крыла р0 и тяговооруженность Ро при взлете.
С увеличением массы самолета на 加驶口 возрастает и нагрузка на крыло, фюзеляж, шасси и оперение. Следовательно, для сохранения прочности этих агрегатов требуется увеличить р азмеры и массу их силовых элементов. Однако для выполнения условия Ро =恤/S = const необходимо с изменением т0 соответственно изменить размеры крыла, а при 戶о — const ——тягу двигателей, что само по себе повлечет за собой изменение массы крыла и силовой установки. Далее, с увеличением размеров крыла приходится увеличить также размеры и массу оперения для сохранения неизменными характеристик устойчивости самолета. Наконец, для сохранения дальности полета потребуется, очевидно, увеличить и первоначальный запас топлива, учитывая условие mT = const. Приведенное увеличение массы отдельных частей самолета и исходного запаса топлива приведет к увеличению взлетной массы самолета, которое, в свою очередь, повлечет за собой повышение нагрузки на агрегаты и увеличение их массы. В результате потребуется новое, вторичное увеличение массы агрегатов и топлива.
Процесс заканчивается тогда, когда взлетная масса достигает значения, полученного из решения уравнения весового баланса.
Таким образом, приращение массы самолета тдоп повышает взлетную массу на значительно большую величину хттдоц.
Производная 5тпуст/(?т0, входящая в (3.31), определяется по формуле:
непуст = Н/Пкр I Н/Пф I 珈0口 I Н/Пщ I Н/Пс. у , ^об. упр
Здесь mKp, тф, mon, тш, %.门 mQ^ упр — масса крыла, фюзеляжа, оперения, шасси, силовой установки, оборудования и управления. Весовые формулы крыла и других агрегатов в зависимости от т0 обычно известны (см. гл. 6).
52
При определении производной 5mT/5m0, также входящей в (3.31), следует учитывать, что масса топлива линейно связана с взлетной массой, и поэтому 5mT/5m0 = mT. Для приближенных расчетов можно использовать следующую зависимость, вытекающую из формулы Бреге:
Lcp
(3.32)(3.32)匹=佃=1 一 e "peitcK + 血
(3.32)
(3.32)
mгT 国3
Если wT < 0,2, то формулу (3.32) можно упростить. Раскладывая второе слагаемое в ряд и ограничиваясь двумя первыми членами разложения, получим с погрешностью ±2 %
(3.33)(3.33)дтт 历 I,"/
(3.33)
(3.33)
贏7 = m产》сК + *，
где 1,1 ~ поправочный коэффициент; L ——расчетная дальность полета, км; % К — средние за полет значения удельного часового расхода и аэродинамического качества; Урейс —— рейсовая скорость, км/ч.
Приближенно можно считать, что дтпуСт1дт0 ^ тпуст. Тогда формула (3.31), учитывая (3.32), примет простой расчетный вид:
m ^/ПдОп1 —而 пуст—而 т
Эта формула может применяться на ранних стадиях проектирования самолета.
Коэффициент роста хт можно определить также, исходя из принципа линейного подобия:
'm1 — 0,5^п^пуст j 巾т ''m1 — 0,5^п^пуст j 巾т '(3.35)(3.35)
'm1 — 0,5^п^пуст j 巾т '
'm1 — 0,5^п^пуст j 巾т '
(3.35)
(3.35)
где kn = 2,2 ... 2,6 ——коэффициент линейного подобия.
Формула (3.35), как и (3.34), может применяться на ранних стадиях проектирования.
В табл. 3.2 приведены значения коэффициента роста взлетной массы хт для пассажирских реактивных самолетов. При (S, А) = const величина 乂皿 значительно меньше, чем при (р(),耳)= =const. Это объясняется тем, что дополнительная масса при (Ро, Ро) = const влечет за собой увеличение массы всех входящих в /и。составляющих, кроме коммерческой тком и служебной тсл нагрузок, так как обычно (тком, тсл) = const. При (S, /%) = const масса силовой установки и часть массы крыла, зависящая от его площади, остаются неизменными.
Приведенная методика расчета хт не учитывает происхождения дополнительной массы тдоп. В каком бы агрегате самолета (крыло, фюзеляж и т. д.) не образовалась дополнительная масса, изменение взлетной массы будет одинаковым и равным х^Шдоп， При более точном расчете хт можно учесть и место образования дополнительной массы. Расчеты показывают, что чем дальше от центра масс
53
Значения коэффициента роста взлетной массы пассажирских самолетов
Тип самолета
Практическая дальность полета при максимальной коммерческой нагрузке, км
(Ро, Р°)= =const
(S, Р°)= =const
Местных авиалиний
600.
.1200
2,1
2,2
1,5
Средний магистральный
1600.
.2200
2,3
2,6
1,7
Тяжелый магистральный
4500.
.5500
3,2
3,8
2,2
Сверхзвуковой пассажирский
6000.
.6500
10，
3,5
самолета возникает дополнительная масса, тем больше значение к® По сравнению с приведенными формулами значение хт может увеличиться на 15 ... 20 %, если дополнительная масса появилась на конце крыла или фюзеляжа.
Производная 乂加 не только упрощает определение новой взлетной массы на любой стадии проектирования, но и позволяет судить о весовом совершенстве проектируемого самолета. Очевидно, что чем больше величина хт, тем больше требуется затрат времени и средств на уменьшение массы каждого агрегата, узла и детали.
Производные взлетной массы (коэффициентыроста) по аэродинамическим
характеристикам самолета
Рассмотрим, как влияют аэродинамическое качество К, сила лобового сопротивления X。(при су = 0) и коэффициент сх0 на взлетную массу самолета.
Основные исходные условия, как и прежде:
(^расч，^Ц.Н)= const, а также (%,戸J = const или (S, Ро)= =const. Нетрудно показать, что при вариациях X。，К и 以° крейсерская скорость за счет изменения высоты полета может остаться неизменной, т. е. УКрейс = const, что означает Урейс = =const, так как LpaC4 = const.
Задача состоит в том, чтобы подобно найденной в разд. 3.2.2 производной дт01дтяоп определить дт0/дК, dmQ/dXQ, dmJdcxQ. Для этого воспользуемся уравнением весового баланса самолета в относительных величинах (все составляющие массы отнесены к величине взлетной массы):
1 = ^пуст + ^т + ^ц. в + ^сл»
где тт — как в формуле (3.32). Следовательно,
1 =历пуст + 电5•笠 + %л + 1 一 е ”碱сК + ^ш 3，
откуда среднее потребное значение аэродинамического качества равно
к =吨~~г.(3.36)
Vрейс 1 口(而пуст 十而ц. н "г 而сл 十 ^н. з)
Аэродинамическое качество здесь является не только явной функцией величин, стоящих в правой части равенства (3.36), но зависит также и от размеров самолета. Масштабный эффект проявляется, если изменение т0 связано с изменением размеров самолета. Масштабный эффект является следствием зависимости аэродинамического качества от числа Рейнольдса, куда входит характерный размер самолета (хорда крыла).
Для дозвуковых самолетов К = Кер ^ 12,5 + 0,0331 mo 344 и, следовательно, (dK/d加о)东= 0,0114//т?о,656, где 加。в кг; для сверхзвуковых (GKIG吟* О,173/то/3, где т0 в т.
Подъем и снижение дозвуковых самолетов ведутся, как правило, при аэродинамическом качестве, которое мало отличается от крейсерского. Поэтому для дозвуковых самолетов с достаточной точностью можно принимать К =爲卩睜・
Возьмем частную производную 7( по т0 и запишем ее в виде обратной, интересующей нас, величины дт0/дК^ В результате получим, считая пгаз = const,
%К = дта1дК = {у^ X
@8md (京пуст + 用口. h 十 而ел) __
X [In (тпуст 十京u.宜十京е以 + 京h. 3)]2 (加пуст + ^ц.h + 而ел + 侬.з)
(3.37)(3.37)—(dK/«M)J •1
(3.37)
(3.37)
В случае, когда размеры самолета не изменяются при изменении аэродинамического качества, т. е. при условии (S, Ро)= =const производная еКП吟* = 0 и
_ Урейс %改一 LCp х
XX(3.38) учитывая(3.39)(3.38) учитывая(3.39)口口（京пуст十而u.宜十而ел +京氏s）］2 （RiycT十位4 H： +而eЛ十侬.3）（д/дт（）） （^пуст + 而ц. н + 而сл）
X
X
(3.38) учитывая
(3.39)
(3.38) учитывая
(3.39)
Если относительная масса топлива mT < 0,2, то, (3.33), получим более простую формулу
— ypeiic . (1 —而пуст 一 而口. b:—而ел 一 而氏 炉 'К — 1,1 LCp (д/дто) (^пуст + ^ц. н + ^сл)
Найдем теперь, как изменяется взлетная масса при изменении илы лобового сопротивления самолета Хо (при су = 0). В этом
55
случае, как нетрудно показать, можно сохранить скорость полета, еслн (以，су, р, X) = const при М < 1 или (叁，@, р,虑)=const при М > 1.
Частная производная дт^дХ^ выражается через хк:
дт0 — дт0 1 丽=F оХо/ак =дт0 — дт0 1 丽=F оХо/ак =дХ0/дК 'дХ0/дК '(3.40)(3.40)
дт0 — дт0 1 丽=F оХо/ак =
дт0 — дт0 1 丽=F оХо/ак =
дХ0/дК '
дХ0/дК '
(3.40)
(3.40)
vрасх，При этих условиях и числе М < 1vрасх，При этих условиях и числе М < 1OX。OX。дКдК(3.41)(3.41)
vрасх，
При этих условиях и числе М < 1
vрасх，
При этих условиях и числе М < 1
OX。
OX。
дК
дК
(3.41)
(3.41)
При дозвуковой скорости
X。 = х _XfSqf 5片戈-箫,
где ш, К — средние за время полета масса самолета и аэродинамическое качество, m ^ т0 — 0,5тт. расх; (%ф,以)=const.
а при числе М > 1
ах0ах0акак=一m=一m(3.42)(3.42)
ах0
ах0
ак
ак
=一m
=一m
(3.42)
(3.42)
Подставляя в (3,40) дХ"дК из (3.41), М < 1Подставляя в (3,40) дХ"дК из (3.41), М < 1получим при числеполучим при числе
Подставляя в (3,40) дХ"дК из (3.41), М < 1
Подставляя в (3,40) дХ"дК из (3.41), М < 1
получим при числе
получим при числе
при числепри числеИногдаИногдадт0дт0="爲="爲хкхкМ > 1М > 1дт0дт0/М1/К2+ 以/(嚥ф)]'/М1/К2+ 以/(嚥ф)]'хкхк四（1/个+分觴）,四（1/个+分觴）,(3.43)(3.43)(3.44)(3.44)более удобно определять изменение взлетной массыболее удобно определять изменение взлетной массыне в зависимости от изменения силы лобового сопротивления Хо, а в зависимости от изменения ее 'не в зависимости от изменения силы лобового сопротивления Хо, а в зависимости от изменения ее 'коэффициента 窃.В этом случае, принимая, как и ранее, при числе М < 1 (&, Q，Р,九)=const, а при числе М > 1 (&, @, р,留 =const,'коэффициента 窃.В этом случае, принимая, как и ранее, при числе М < 1 (&, Q，Р,九)=const, а при числе М > 1 (&, @, р,留 =const,'трудно получитьтрудно получитьнене加г。 _ ?/по ак加г。 _ ?/по ак"★о дК 8 Go"★о дК 8 Go6К"хО6К"хО(3.45)(3.45)
при числе
при числе
Иногда
Иногда
дт0
дт0
="爲
="爲
хк
хк
М > 1
М > 1
дт0
дт0
/М1/К2+ 以/(嚥ф)]'
/М1/К2+ 以/(嚥ф)]'
хк
хк
四（1/个+分觴）,
四（1/个+分觴）,
(3.43)
(3.43)
(3.44)
(3.44)
более удобно определять изменение взлетной массы
более удобно определять изменение взлетной массы
не в зависимости от изменения силы лобового сопротивления Хо, а в зависимости от изменения ее '
не в зависимости от изменения силы лобового сопротивления Хо, а в зависимости от изменения ее '
коэффициента 窃.
В этом случае, принимая, как и ранее, при числе М < 1 (&, Q，Р,九)=const, а при числе М > 1 (&, @, р,留 =const,'
коэффициента 窃.
В этом случае, принимая, как и ранее, при числе М < 1 (&, Q，Р,九)=const, а при числе М > 1 (&, @, р,留 =const,'
трудно получить
трудно получить
не
не
加г。 _ ?/по ак
加г。 _ ?/по ак
"★о дК 8 Go
"★о дК 8 Go
6К
"хО
6К
"хО
(3.45)
(3.45)
Прм М < 1 из уравнения поляры имеем
県=点0 + ^/(лХэф),
откуда Q =，叫① &-cQ.
Следовательно, при М < 1
к = 7 = /(叽小*)(1 - eg.(3.46)
По аналогии при М > 1
К =，(с；/。%) (1 — %о/Сх) •(3.47)
Учитывая, что при числе М < 1
Ктах = 0>5 |/ 冗％ф/е*о ,
(здесь Ктах — исходное значение качества до изменения &о, при котором сх — &о = cXi — сх^, из (3.46) имеем
(3.48)(3.48)
(3.48)
(3.48)
Соответственно и при М > 1 получаем
(3.49)(3.49)
(3.49)
(3.49)
Подставив в (3.45) dK/dcxQ из (3.48) и обозначив 紀-=&网， получим при числе М < 1
(3.50)(3.51)(3.50)(3.51)
(3.50)
(3.51)
(3.50)
(3.51)
В табл. 3.3 приведены примерные расчетные значения производных хк, ххо и иСх0 для пассажирских самолетов.
Из сравнения значений хт и %х. (см. табл. 3.2 и 3.3) видно, что увеличение Хо на 1 даН влечет за собой при прочих равных условиях значительно большее увеличение взлетной массы, чем пере- тяжеление на 1 кг какого-либо агрегата. Этот вывод особенно нагляден для тяжелых самолетов.
Следует заметить, что возможен случай, когда изменение массы агрегата или узла связано с изменением его объема, причем известна зависимость силы вредного аэродинамического сопротивления XQ от объема U. Тогда формула для определения хт с учетом изменения объема агрегата примет вид:
m О^доп dU ^/Пдоп OX。dU ^/Пдоп 爲 AU А^доп
Аналогично могут быть получены формулы для хт в случаях, когда изменение массы и объема агрегата связано с изменением
57
Значения коэффициентов роста взлетной массы (кг/единнца качества), *爲(кг/даН), ”
Тип самолета
X
(po, Po) = const
(S, Po) = const
Местных авиали-
%
—(300 ...
700)
—(200 ..
400)
НИИ
2,0
3,0
1,3
1,8
儿
2 ...
6
1,2 ..
4,0
Средний маги-
次
—(2500 ..
3000)
—(1700 ..
1900)
стральный
也
11 ..
12
7 ..
8
气0
25...
30
17 ..
19
Тяжелый маги-
次
—(К-103 ..
19-10s)
—(7- 10s ..
9-10s)
стральный
19
26
11
13
h-10"5
140
220
80 ..
110
Сверхзвуковой
-(6-104 ..
7-104)
—(3-Ю4
3,5-ю4)
пассажирский
22 ..
27
10
11
250
280
120 ..
130
каких-либо других аэродинамических характеристик (аэродинамического качества д,).
Аналогично рассмотренным в разд. 3.2.2. и 3.2.3 коэффициентам роста взлетной массы можно получить расчетные формулы и для других коэффициентов роста т0, например в связи с изменением удельного часового расхода топлива, тяговооруженности и других интересующих конструктора величин.
3.2.4. Весовая и экономическая оценка проектных и конструкторских решений
Как и прежде, при использовании метода градиентов взлетной массы самолета принимаем (L, тц.н, Укрейс) = const, что^позволяет упростить оценку проектных и конструкторских решений. В основе такой оценки лежит понятие о весовых эквивалентах различных величин.
Весовые эквиваленты и условия целесообразн ост и проектных и конструкторских решений. Известно, что улучшение одних характеристик проектируемого самолета (например, аэродинамического качества, удельного часового расхода топлива, ресурса и т. п.) нередко достигается лишь ценою ухудшения других (например, весовых характеристик, стоимости и т. п.). В этом случае в процессе проектирования требуется найти границу целесообразности улучшения одних параметров за счет ухудшения других.
Две величины будем считать эквивалентными, если одновременное их изменение приводит к равному по величине, но противоположному по знаку изменению критерия оценки самолета (т. е. не приводит к изменению критерия оценки). Аналитически эквивалентность величин можно выразить так:
2 Аа2 Аа>2>2=о,=о,(3.52)(3.52)
2 Аа
2 Аа
>2
>2
=о,
=о,
(3.52)
(3.52)
где q — критерий оценки самолета; i — число параметров.
Рассмотрим весовые эквиваленты следующих наиболее характерных параметров самолета:
— аэродинамического качества;
— силы лобового сопротивления;
—коэффициента лобового сопротивления с%。；
—стоимости самолета;
—ресурса самолета.
Условия получения перечисленных весовых эквивалентов, вытекающие из формулы (3.52), следующие (в том же порядке):
Nam + Д^к =。；
(3.53)
N&m + Aqx° = 0;
(3.54)
+ Aq% = 0；
(3.55)
A«m + AQq = 0；
(3.56)
AQ/w + Aq^c = °*
(3.57)
Очевидно, что проектно-конструкторское решение целесообразно, если оно приводит к улучшению критерия оценки самолета.
Ради простоты будем считать, что для осуществления того или иного конструкторского решения не требуются или требуются весьма малые затраты в виде дополнительных капиталовложений.
Рассмотрим, как определяются приведенные выше весовые эквиваленты основных характеристик самолета.
Весовые эквиваленты аэродинамического качества. Противоречия между массой и аэродинамическим качеством, массой и сопротивлением воздуха не новы. Они возникли вместе с первыми самолетами. Сущность противоречий состоит в том, что уменьшение сопротивления агрегатов и деталей самолета, находящихся в потоке, может быть достигнуто, как правило, лишь за счет увеличения массы. Поэтому логичным является вопрос: на какое увеличение массы следует идти для определенного увеличения аэродинамического качества или уменьшения сопротивления?
Задача нахождения весового эквивалента аэродинамического качества самолета формулируется следующим образом. Допустим, что для увеличения аэродинамического качества самолета требуется увеличить массу детали, узла или агрегата. Найти рациональный
предел увеличения массы частей самолета для увеличения аэроди-，事 намического качества , при котором величина критерия оценки Я самолета остается неизменной.才
Если для простоты считать, что изменения массы и аэродинами- 1 ческих характеристик не влияют на стоимость и ресурс какого-либо Я узла или агрегата, то при (L, тд.н, Укрейс) = const критерием 1 оценки проектных решений будет величина изменения взлетной 1 массы.I
В этом случае весовой эквивалент аэродинамического качества , 1 выражается так:1
(Am0)m + (Лт0)к = 0.(3.58) |
Здесь (Am0)m — прирост взлетной массы самолета в связи с изме- | нением массы узла или детали; (Лт0)к — прирост взлетной массы | в связи с изменением аэродинамического качества самолета.. 1 Если учесть, что|
(A"F)m = Ym А^дои； (^^0)K = 乂长 АК,|
то из (3.58) получим, что весовой эквивалент среднего за время полета аэродинамического качества самолета3
ЛШд0П = (乂长/乂俏)АК“(3.59)
Когда требуется получить прирост среднего аэродинамического 、 качества (+Л/С), то по формуле (3.59) получаем +А/пдОП, так как производная хк всегда отрицательна.'
При решении обратной задачи, когда требуется найти, насколько следует снизить массу детали, узла или агрегата для компенсации уменьшения качества (—А К), формула (3.59) дает рациональный минимум снижения массы со знаком минус (^^доп)'
Если формулу (3.59) записать в 耳нде неравенства
Атдоп W —(xK/xm) АК,(3.60)
то получим условие целесообразности проектно-конструкторского решения. Знак «меньше» соответствует прямой задаче (+ЛЛ), а знак «больше» — обратной задаче (—АК). Из неравенства (3.60) следует, что если увеличение среднего аэродинамического качества связано с увеличением массы детали, узла или агрегата, то величина Лтдоп должна быть меньше, чем (|хк \!^^ Л^. Аналогичное рассуждение можно провести и в отношении обратной задачи.
При сравнении нескольких вариантов решения критерием их выгодности будет величина снижения взлетной массы самолета
А^о = Хт Дтдоп + хк Л^.(3.61)
Рампа фонаряп^он^иРампа фонаряп^он^иОтплонявная носовая часть дзюзеляжа. Ту-144Отплонявная носовая часть дзюзеляжа. Ту-144Рис. 3.3. Варианты изменяемой геометрии носовой части фюзеляжа:Рис. 3.3. Варианты изменяемой геометрии носовой части фюзеляжа:44
Рампа фонаряп^он^и
Рампа фонаряп^он^и
Отплонявная носовая часть дзюзеляжа. Ту-144
Отплонявная носовая часть дзюзеляжа. Ту-144
Рис. 3.3. Варианты изменяемой геометрии носовой части фюзеляжа:
Рис. 3.3. Варианты изменяемой геометрии носовой части фюзеляжа:
4
4
а — схемы изменения геометрии носовой части фюзеляжа (/ — при М V 1; 2 — при М > 1); б — зависимость наибольших допустимых потерь массы фюзеляжа, связанных сизмеиеинем геометрии его носовой части /М сч=2,2; ?пКоМ=13,5т; АК = 0,64), от т0
Здесь ЛтдоП н АК ——фактические приращения массы агрегата и среднего аэродинамического качества самолета.
Сумма (3.61) является отрицательной, так как производная хк всегда отрицательна, а |хкЛ7<| > [х^Атдоп! (в прямой задаче + A^( +Атдоп). В обратной задаче сумма (3.61) также отрицательна, потому что Лтдоп и АЛ имеют знак минус, а | хтЛтдОП | > >|x^A^|.
Решение будет наивыгоднейшим при (—Am0)max.
Пример. Продувками установлено, что аэродинамическое качество сверхзвукового пассажирского самолета (СПС) при конфигурации носовой части фюзеляжа 2 (рис. 3.3) на 0,64 единицы выше в крейсерском помете, чем при конфигурации /, соответствующей взлету —— посадке. Устройство специальной рампы, закрывающей фонарь при М> 1, или механизмов для отклонения носовой части фюзеляжа (для улучшения обзора) требует определенных весовых затрат.
Необходимо определить максимально допустимую дополнительную массу фюзеляжа, компенсируемую увеличением аэродинамического качества СПС. Иначе говоря, требуется определить весовой эквивалент увеличения аэродинамического качества СПС иа 0,64 единицы.
Будем считать, что средний за полет прирост качества также равен 0,64 единицы.
Решим пример, касающийся СПС с Мрасч = 2,2.
Чтобы получить весовой эквивалент прироста качества на 0,64 единицы, воспользуемся формулой (3.59) и данными табл. 3.2 и 3.3. В результате получим максимально допустимый прирост массы фюзеляжа А/Пф = Л/пагр = Л/пдоп при устройстве рампы или системы поворота носовой части фюзеляжа. Относительная масса (Лтпф/Л^шах дОп составляет около 3 %. По приближенной оценке потребное увеличение массы фюзеляжа СПС не превысит 0,5...0,7 % от взлетной массы СПС. Поэтому уже иа стадии эскизного проектирования, не производя сложных вычислений, можно сделать вывод о целесообразности рассмотренного конструктивно-проектировочного решения.
Весовые эквиваленты лобового сопротивления и коэффициента cxQ самолета. Задача формулируется так: насколько можно
увеличить массу агрегата, узла или детали для уменьшения силы лобового сопротивления самолета или коэффициента cxQ с тем, чтобы величина критерия оценки самолета не изменилась?
В этой формулировке задачу условно назовем прямой, в отличие от обратной, которая формулируется иначе: насколько надо уменьшить массу агрегата, узла или детали, чтобы компенсировать увеличение силы лобового сопротивления самолета или ее коэффициента с*。？
Здесь средние за полет значения силы лобового сопротивления Хо и коэффициента лобового сопротивления сх0 можно найти по следующим формулам:
(Хо)срн(1/厶)“о 北；(3.62)
(%о)ср = (1/L) J c*odL・(3；63)
Эти формулы применяются в основном для сверхзвуковых самолетов, у которых X。и сх0 существенно отличаются при М < 1 и М > 1. Что касается дозвуковых неманевренных самолетов, то без ущерба для точности определения весовых эквивалентов можно принимать (Х0)ср = (Х0)крейс, а также (сх0)ср = (сх0)крейС, так как полет этих самолетов от взлета до посадки ведется практически на режиме q q const. В дальнейшем ради краткости записи индексы《ср》и《крейс》опускаются.
Как и прежде, будем считать, что (L, /пц#н, V) — const. Тогда условия (3.54) и (3.55) для получения весовых эквивалентов силы Хо и коэффициента сх0 будут иметь вид
(Ат% + (А 恤)х。= 0;(3.64)
(Am0)m + (Amo)%。=。，(3・65)
или, по аналогии с предыдущим,
М"АМдол + 弊 х()АХо = 0;(3.66)
хтДшдОП + 况曝^厶以 о = °・(3.67)
Из уравнений (3.66) и (3.67) получим искомые весовые эквиваленты:
—весовой эквивалент силы X。
А^доп = —(乂爲/乂也)АХо；(3.68)
—весовой эквивалент коэффициента с%。
Дтдоп = — (Хсх0/хт) Ас 力(3.69)
При решении прямой задачи АХ° и Aq。берутся со знаком минус, а ДнТд0П по формулам (3.68) и (3.69) получается со знаком плюс, так как 乂勺，汽网 и xm всегда положительны. При решении обратной задачи (уменьшение массы при увеличении сопротивле- ння) имеем (+А*°), (+Асх0) и соответственно (—Дтдоп).
62
Если (3.68) и (3.69) записать в виде неравенств, то получим условия целесообразности проектно-конструкторских решений:
Лтдоа^潦"АХ。；(3.70)
А恤皿名一等 A&。.(3.71)
Знак «меньше» соответствует прямой задаче (——АХ。)， а знак «больше» ——обратной задаче (+АХ。).
Приращение АХ。равно [(Лсх0) SJ q, где S； — характерная площадь, к которой отнесено приращение Ас%。. Так как (Acv0) Sf = =const и q 匸 const, то численное значение АХ。не изменится от того, отнесено АХ0 к агрегату, узлу, детали или к самолету в целом (т. е. к площади крыла).
В формуле (3.71) принято
А%。= 士(Go»Sf/S, где (cx0)j — добавочный коэффициент вредного аэродинамического сопротивления агрегата, узла или детали, отнесенный к характерной площади St； S ——площадь крыла.
При сравнении нескольких вариантов решений наилучшим будет вариант, который дает наибольшее снижение взлетной массы:
Ат0 = (хтЛтдоП 十 乂爲 АХ°)皿.(3.72)
Здесь сумма хтДтдоп + хх0АХ0 всегда отрицательна при целесообразных вариантах и положительна — при нецелесообразных; Лтдоп —— наибольший допустимый прирост массы агрегата, узла или детали (в кг), оправдываемый уменьшением силы X。 на 1 даН.
В табл. 3.4 даны значения весовых эквивалентов силы вредного аэродинамического сопротивления некоторых типов самолетов.
Из табл. 3.4 видно, что только на легком самолете изменение массы узла или детали на 1 кг влияет на взлетную массу самолета
Таблица 3.4
Весовые эквиваленты Д/идоп силы лобового сопротивления
Условие
m0, кг ^крейс， км/ч Lpacq， км
Основные исходные данные
12 500
750
800
25 000 800
1 200
50 000 850
2 000
140 000
900
5 000
160 000
2 300
6 500
(Ро,瓦)=
const
А 加 доп, КГ
1,03
1,20
5,25
6,3
2,6
(S, Р。)=
const
0,97
1,06
4,60
4,8
—
примерно так же, как измеиение на 1 даН силы лобового сопротивления (А/Пагр/А% ^ 1)・ На тяжелых дозвуковых самолетах изменение на 1 даН силы лобового сопротивления эквивалентно изменению массы агрегата, узла или детали на 4 ... 6 кг, т. е. ЛтаГр/АХ0 = 4 ... 6.
Весовые эквиваленты ресурса конструкции самолета. Определим наибольшее допустимое (по соображениям себестоимости перевозок) увеличение ресурса конструкции транспортного самолета, когда оно связано с приростом массы (например, в результате создания резервных силовых элементов, ограничителей распространения трещин, местных усилений, снижения действующих напряжений для увеличения усталостной прочности и т. п.), т. е. найдем весовой эквивалент ресурса конструкции.
Для упрощения решения полагаем, что исходная удельная стоимость самолета Сс не зависит от исходного ресурса самолета Тс，т. е. dCJdTQ = 0.
Из условия (3.57) имеем
^^ Дтагр + -^" АТс = °. (3.73)
где а — себестоимость тонна-километра.
Производная daldm^ = да!дт^и определяется следующим образом.
На ранней стадии проектирования, когда для сохранения заданных значений скорости и дальности принимается (р0, PJ = =const,
^-^^ + h^~^ + 匕侬 si， (3.74)
ГАеГ ~ /пком^рейСТдв'
厶 一 ©с . 1 +狂・ с[(Тс/%) — 1] •/о 7c
6 =———.(3.77)
^ком^расч
Значения коэффициентов, входящих в формулы (3.75) ... (3.77), указаны в разд. 3.1, размерность f, h н b — коп/(т3-км).
На более поздней стадии проектирования, когда (S, Ро) = const 爵=1'4爲仇° -电)+匕公рас』・ (3.78)
Производную daldTCt входящую в (3.73), можно определить по формуле_
= /стпуст Г1 4- fep. С ((379)
"с Йком Т2ткомУрейс L Р ' /с 丿」
Здесь Сс в коп/т; Тс в ч; mnyCT и тком в т.
Подставляя значения daldm^v и да/дТс в (3.73)г после преобразований получим весовые эквиваленты ресурса конструкции самолета:
при (%, Ро) = const
Amarp =—备]+ 缉c(Q/fc-lHMc；(3.80)
Tc^m (тк0М/«пуст) ^рейс【/ 十九(1 一 ％) + 方公 расх]
при (S，尸a) = const дта =.(3.81)
几乂小(^ком/^пуст) "ре比cW (1 — %) +匕/т. расх]
В (3.75) Сдв и в (3.76) Сс —— стоимость двигателей, отнесенная к взлетной тяге, и стоимость самолета без двигателей, отнесенная к массе пустого самолета без двигателей (в кол丿т); Ст = =5200 коп./т ——удельная стоимость топлива; Тс ——исходный ресурс конструкции самолета (в ч).
Сравнив фактические затраты массы для увеличения ресурса на заданную величину АТ© (в ч) с наибольшими допустимыми затратами, определяемыми по формулам (3.80) и (3.81), можно сделать вывод о целесообразности данного проектно-конструкторского решения.
В табл. 3.5 даны весовые эквиваленты увеличения ресурса гражданских самолетов на 1000 ч при исходном ресурсе 40000 ч. Из таблицы видно, что наибольший допустимый прирост массы конструкции агрегата с целью увеличения его ресурса при (S, Ро)= =const примерно вдвое больше, чем при (pQi 戶о) = const. Это объясняется меньшим влиянием массы конструкции агрегатов на себестоимость 1 т・км при (S, А) = const.
Весовые эквиваленты стоимости конструкции самолета. При проектировании самолетов нередко приходится решать, при каких условиях целесообразно применить более легкую, но более дорогую
Таблица 3.5
Наибольший прирост массы конструкции самолета Л/пагР (кг), оправдываемый увеличением ее ресурса на 1000 ч (7& исх = 40000 ч)
Условие
Основные исходные данные
/По，кг
^крейс，км/q 'pacq，км
12500
750
800
25000
800
1200
50000
850
2000
140000
900
5000
(Ро, %) = const
А/Пагр, КГ
10,3
24,5
42,5
135
(S,尸0)= const
20,3
44,5
75,0
250
3 М.С. Егер и др.
65
Конструкцию агрегата, узла или детали . Известно, например, что i монолитные фрезерованные конструкции, конструкции из титана 1 или стеклопластиков в настоящее время значительно дороже, чем 扌 аналогичные сборные узлы, узлы из алюминиевых сплавов или ； стали. Однако монолитные детали, детали из дорогостоящих ; материалов могут дать значительную экономию массы. Это противоречие массы и стоимости приводит к необходимости определить весовой эквивалент стоимости, найти границу, разделяющую целесообразные варианты решений от нецелесообразных.
При решении данной задачи принимаем, как и раньше, (L, /иЦфН, V) = const. Считаем также, что изменение стоимости само
лета не приводит к изменению ресурса его конструкции, т. е. считаем Тс = const.
Из условия (3.56) имеем
(3.82)(3.82)да а
(3.82)
(3.82)
Т A"% rn
е^агр агр
где А/иагр — изменение массы агрегата, узла или детали; АСс — изменение удельной стоимости самолета.
Производная daldtnarv)= да/дт^оп применительно к самолетам гражданской авиации определяется по формуле (3.74) при (р(), Ро) = const или по формуле (3.78) при (S, Ро) = const. Производная да/дСс определяется по формуле
°。 1,4 1 + 々р. с (Ус//(； — 1)тпуст
дСс々комТс^ком^рейс
Подставим значения производных в (3.56). Тогда получим абсолютное значение отношения АСс/Л/иагр (руб./кг) при условии, что АС© — АСс/Т1пуст'
Полагая (р。，Ро) = const, получим
I АСс I — ТсткомУ ре汪сХ/и [/ 4~ 八(1 —— 济т) + 力济т. pa ex]fQ 只&、
I Д/ПаГр I10$ H + 々p. c (TcGc— 1)]'
При (S, Po) = const
I A°c I 一 Tc^komVрейс^/п [八(1 — %) + bm7t pacx]/Q олх
I晒^ I _叫…UMc 一i)].(立。幻
В формулах (3.83) и (3.84) mK0M в т, а многочлен в квадратных скобках (в числителе) имеет размерность коп./(т2-км).
Стоимость конструкции самолета составляет по статистике 65 ... 75 % от стоимости пустого самолета с оборудованием. Поэтому при определении дополнительной стоимости конструкции самолета, оправдываемой уменьшением ее массы на 1 кг, значения
I ДСс/Дтагр|, определяемые по формулам (3.83)умножить на коэффициент 0 = Скон/Сс = 0,65 ...
В примерах расчета будем принимать 卩 = 0,7.
Обозначим
АСсI АСс/Д/^агр 10,
4b
8и
5)
8
где СаГр —стоимость 1 кг исходного агрегата, узла или детали; ^агр — масса исходного агрегата, узла или детали; Сагр.нов, /^агр. нов ~ стоимость 1 кг и масса нового агрегата, узла или детали (взамен исходных).
^Рассмотрим для определенности случай, когда тагр.Нов < тагр, а СаГр. нов > Сагр. Стоимость (руб.) исходной конструкции агре-
гата, узла или детали
Carp
Сагр^агр"
(3.86)
Стоимость новой конструкции с меньшей на А/пагр массой Сарр, нов = Сагр (^а「р — Ашагр) + АСс Атагр，(3.87)
Где дс* — экономия (руб.) от уменьшения массы конструкции :Разделим левую и правую части (3.87) на произведение СаГртагр = Сагу __
_ ^агр/гр _马^厶/^ + AQA%雙=
CarpСатрПагр
_darp* + △県(ae：-Qrp)=Cgrp^arp
—I I A^arp^arp
Ho A/^arp — marp ~ marp. нов- ТОГДЗ
Grp, hod = J I marp " ^агр.нов e嬴marp
ACjCarp ] ACj Carp — 'агр. нов/^агр
откуда
Srpmarp・ нов
(3.88)
Формула (3.88) определяет конструкции агрегатов, узлов формулы следует: ■
весовой эквивалент стоимости или деталей самолета. Из этой
7
20
w ^агр/^а^р./юб
%2〃/恤T2".W6 J
%%通血/%即
Рис. 3.4. применения
^агр.нвб /Сагр,
Зоны более
цел есообразности дорогой, но более
лёгкой конструкции (агрегата, де-тали):
/ — зона целесообразности конструктив-ного решения; // — зона нецелесообраз-ности конструктивного решения
1) если Carp. нов/Са,
> ЛСс/Сагр, то снижением массы уже компенсировать увеличение стоимости агрегата, узла или детали (рис. 3.4);
2) могут быть два случая, когда для компенсации относительного увеличения стоимости новой конструкции требуется такое же по величине относительное снижение ее массы, т. е. когда
невозможно
^агр/^агр. нов = Carp, нов/^агр'
Кроме тривиального случая, когда
^агр/^агр. нов = С*агр. нов/^агр = 1, возможен еще такой, когда
^агр/^агр. нов = Carp. нов/Сагр = ДСс/СаГр 一 1.
Если известны не абсолютные стоимости Сагр и а Относительные* Carp = ^агр/^агр М Carp, нов = ^агр« но то формула (3.88) принимает вид
(3.89)
^агр. нов» /тагр.нов.
^агр _ I I Carp, нов/^агр— 1
Пагр.новAC*/Carp
Записывая формулу (3.88) в виде неравенства
(3.90)
一 ^агр 〉 ^агр. нов
欧/%р
Д^с/Сагр —Сагр нов/Сагр
(3.91)
получим условие целесообразности проектно-конструкторского решения. В формуле (3.91) тагр/тагр.НОв — отношение фактических значений масс новой и исходной конструкции. Зоны целесообразных решений видны из рис. 3.4.
При решении данной задачи экономию (руб./кг) от уменьшения массы конструкции на 1 кг можно найти по следующей формуле:
ДС* = х^ [26詔)+ 0,53Сс(1 - %) + 400 М^крейсЬ (3.92)
где Е = 1, если (pQl 尸°) = const; Е = 0, если (S, Ро) = const.
Удельная стоимость самолета Сс, входящая в (3.92), находится с помощью формулы (3.8) (следует Сс разделить на /7гпуст)-
Для прикидочных расчетов АС： (руб./кг) можно пользоваться следующими простыми зависимостями:
при (%, /%) = const AC* ★ 47乂m；
при (S, A) = const ДСс ^ 38xm.
В заключение рассмотрим примеры, иллюстрирующие метод весовых эквивалентов стоимости конструкции.
Пример 1・ Целесообразно ли детали из алюминиевого сплава Д16-Т, работа - ющие в основном на растяжение, заменять деталями из стеклопластиков АГ-4С или ВФТ-2СТ, если последние легче на (17...25) %, но в：2,4…6,4 раза дороже?
Предполагается, что по жесткостным, усталостным и другим характеристикам указанные стеклопластики удовлетворяют требованиям, предъявляемым к конструкции.
Основные данные сравниваемБтх материалов приведены в табл. 3.6, где р — плотность; Е — модуль упругости; ств — временное сопротивление разрыву; о012 — нормальное напряжение при относительном удлинении 0,2 %.
Рассмотрим задачу применительно к четырем типам дозвуковых пассажирских самолетов, основные данные которых даны в табл. 3.7, Исходная удельная стоимость агрегата, узла или детали Сагр= 2,2 руб./кг (себестоимость изго- товления из Д16-Т). Найдем по формуле (3.90) относительный весовой эквива-
Таблица 3.6
Характеристики материалов и деталей (к примеру 1)
Характеристики
Д16-Т
АГ-4С
ВФТ-2СТ
р, кг/см&
2,8/0-3
1,8-Ю-3
1,9-IO'3
Е, даН/см2
7,2-Ю6
1,2-10б
4-Ю6
ав, даН/см2
4,5-103
4-10s
6-Ю3
%・2, даН/см2|
2700
2100
3200
9о,2/р)Т°т, даН-см/кг
9,65
11,7
16,9
Стоимость материала, руб./кг
1,0
4,5
8
Средняя себестоимость деталей,
2,2
5,24
14
руб./кг
Относительная себестоимость дета-
100
238
636
лей, %
Относительная масса, %
100
82,5
70 ... 75
Экономия от уменьшения массы агрегата, узла или детали на 1 кг для дозвуковых пассажирских самолетов (к примеру 1)
Оановные исходные данные
№ самолета
112
3
4
%, кг
^КРейс, км/ч
Lpacq, км
12500 750 800
25000 800
1800
50000
850
2000
140000
900
5000
(S, Р* = const 仇，％) = const
АС* руб./кг
74,0
150,0
72,0
138,5
79,5 ■ 150,5
102,5
200,0
лент стоимости. Например, для материала АГ-4С применительно к самолету № 1 имеем”
^агр — 1 丄 °агр. нов/^агр — 1. L 2,38— 1
—Р-нов -1+-毎丽一=1 + -7472^ = 1-041-
Фактическое отношение
(^агр/^агр. нов)факт — 100/82,5 = 1,21.
Результаты расчетов даны в табл. 3.8, из которой следует, что во всех рассмотренных случаях замена сплава Д16-Т стеклопластиками АГ-4С и ВФТ-2СТ целесообразна.
Если узлы или детали из стеклопластика АГ-4С будут дороже не н 2,38 раза 6普^ та^11* 3・8), а в 8...10 раз, но легче на 17,5 % по сравнению с узлами из Д16-Т, то и в этом случае переход на стеклопластик будет оправдай.
Характеристика
Номер самолета
1
2
АГ-4С
ВФТ-2СТ
АГ-4С
ВФТ-2СТ
Относительный весовой эквивалент (3.90) / ^агр \ ' ^агр. нов /факт
1,041
1,21
1,159
1,33 ... 1,43
1,042
1,21
1,163
1,33 …1,43
Характеристика
Номер самолета
3
4
АГ-4С
ВФТ-2СТ
АГ-4С
ВФТ-2СТ
Относительный весовой эквивалент (3.90) / ^агР \ \ ^агр. нов / факт
1,038
1,21
1,149
1,33 ... 1,43
1,03
1,21
1,15
1,33 ... 1,43
Таблица 3.8
Результаты расчетов (к примеру 1)
Характеристики материалов (к примеру 2)
Характеристики материалов
ЗОХГСНА
ВТ-14
р, г/см3
7,85
4,52
£, даН/см2
21-Ю5
11-106
ов, даН/см2
18 000
14 000
%,2, даН/см2
9 500
13 000
(ов/р)-105, даН-см/кг
22,9
31
ЕУр)」。-% даН*см/кг
12,1
28,8
Пример 2. Целесообразно ли заменить болты из стали ЗОХГСНА болтами из титана ВТ-14, если стоимость болтов возрастет с 2 руб./кг до 25 руб./кг, а масса их уменьшится на 26 %?
Основные характеристики рассматриваемых материалов при нормальной температуре даны в табл. 39
Предполагается, что удельная усталостная прочность титановых болтов не хуже, чем стальных.
Возьмем для примера те же типы дозвуковых самолетов, что и в предыдущем примере (см. табл. 3.7). Тогда Carp = 2 руб./кг; Сагр.нов = 25 руб./кг, ^агр^^агр* нов — 1,35.
Определим далее по формуле (3.88) минимально допустимое отношение массы стальных и титановых болтов (гпс. б^т. б)тш-
Результаты расчета таковы:
Номер самолета1234
(%.б/тт・6)тп1,311 1,318 1,290 1,225
Так как фактическое отношение масс в 1,35 раза больше, чем минимально допустимое для всех рассматриваемых типов самолетов, то можно сделать вывод о целесообразности применения титановых болтов, исходя из рассмотрения противоречия масса — стоимость (если ДСс = 115 руб./кг).
Следует подчеркнуть, что полезный эффект будет тем больше, чем раньше реализуется его внедрение в процессе проектирования.
Применение нелегированного титана (например, ОТ-4-1) в качестве жаропрочного материала вместо стали в несиловых конструкциях (выхлопные трубы, противопожарные перегородки, трубопроводы обогрева и т. п ) еще более оправданно, чем применение силовых титановых конструкций, так как несиловые титановые конструкции, хотя они и значительно дороже, получаются примерно вдвое легче стальных.
Пример 3. Целесообразно ли пол пассажирской кабины из алюминиевого сплава Д-16Т заменять на пол из углепластика, если он будет вдвое легче, но в 10 раз дороже? _—
Допустим, что Сагр = 5 руб./кг и Сагр. Нов = 50 руб./ку Проделан те же операции, что и в предыдущем примере, получим ответ: если ДСс а 100 руб./кг, то замена целесообразна.
Пример 4. Целесообразно ли в колесных тормозах тяжелых пассажирских самолетов применять бериллиевый сплав взамен стали, если при этом конструкция будет вдвое легче, но в 65 раз дороже?——
Исходные данные: Сагр = 2 руб./кг; Сагр. нов = 130 руб./кг; Сагр. Нов/Сагр*
Сагр・нов/Сагр=65； АС* - 440 руб./кг.
Пользуясь формулой (3.88) получим, что замена стали на бериллий в данном примере оправдана. Однако для самолетов с взлетной массой ^200 т, у которых AC* V 250...260 руб./кг, такая замена нецелесообразна (если нет уверенности в снижении стоимости бериллиевого сплава ко времени постройки самолета).
Глава 4
ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ ДЛЯ ПРОЕКТИРОВАНИЯ.ВЫБОР ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ
И СВЯЗЬ ЭТИХ ПАРАМЕТРОВ С ЛЕТНЫМИ ТЕХНИЧЕСКИМИ ХАРАКТЕРИСТИКАМИ САМОЛЕТА
ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ ДЛЯ ПРОЕКТИРОВАНИЯ
В гл. 2 говорилось о том, что в проектировании самолета имеется две стадии: «внешнее» проектирование и «внутреннее» проектирование. В дальнейшем рассматриваются проблемы внутреннего проектирования.
Высший иерархический уровень внутреннего проектирования, со отв етствующий этапу разработки технического предложения (этапу предварительного проектирования), имеет своей задачей формирование облика самолета: выбор схемы самолета и определение наивыгоднейшего сочетания основных параметров самолета и его систем, удовлетворяющих заданным тактико-техническим требованиям (см. уровень III в табл. 2.2).
Исходными данными для проектирования самолета могут быть:
—тактико-технические требования заказчика к данному самолету;.
—идеи главного конструктора;
— рекомендации НИИ промышленности.
Кроме того, исходными данными для проектирования являются и ограничения на условия эксплуатации и на особенности применения самолета (ограничения на результаты проектирования) и ограничения, обусловливаемые методами проектирования.
Ограничения на результаты проектирования вместе с ТТТ к данному самолету являются по существу связями с внешним проектированием, так как определяют условия функционирования самолета в более высокой по иерархии системе (в случае пассажирского самолета — в системе гражданской авиации) и условия изготовления самолета в серийном производстве. К этим ограничениям относятся:
——ограничения общих тактико-технических требований (для самолетов гражданской авиации — «Нормы летной годности пассажирских самолетов СССР»);
—физические ограничения;
—наличие и технический уровень оборудования;
—уровень производственных навыков или производственной технологии.
Ограничертия, обусловленные методами проектирования, включают:
—уровень знаний;
——сроки проектирования;
—возможности имеющегося лабораторного оборудования;
——возможности имеющейся вычислительной техники.
Рассмотрим в качестве примера физические ограничения.
Атмосфера, Существует таблица международной стандартной атмосферы (MCA), в которой приведены данные о температуре (^н, в), давлении (рн, в), удельном весе (т), плотности (р) воздуха, об отношении плотности воздуха на данной высоте к плотности воздуха на уровне океана (А), о скорости звука в воздухе (а) и о других физических характеристиках воздуха в зависимости от высоты над уровнем океана.
При проектировании самолетов обычно используют три характерных условия атмосферы (см. табл. 4.1):
—нормальные условия (НУ),
расчетные условия (РУ), которые применяются при расчетах взлетно-посадочных характеристик.
условия в стратосфере.
Климатические условия (предельные). При проектировании самолетов необходимо учитывать, что:
в тропических условиях неметаллические материалы поражаются плесенью и насекомыми (термитами, личинками), что особо следует учитывать при изоляции электропроводки, так как поражение этой изоляции приводит к коротким замыканиям и выходу оборудования и управления из строя;
в тропических условиях задается 10 %-ная влажность при высокой температуре наружного воздуха (+40 ℃). Это определяет расчетное условие для всех систем охлаждения.
Ветер. Для расчета взлетно-посадочных характеристик принимается скорость бокового ветра 吃=士15 м/с.
Таблица 4.1
Основные данные о характерных условиях атмосферы
Параметры атмосферы
Обозначение
Размерность
Нормальные условия
Рас- чети ые условия
Условия в стратосфере
Высота Температура Давление
Плотность воздуха Скорость звука
Я ^н. в Рн.в "н. В р а
М ℃ мм рт. ст. ГПа кг/м3 м/с
0 + 15 760 1013,25 1,225 340,294
0 +30 730 973,35 1,120 350
НА 11 000
—56,5
295,069
Основные данные о климатических условиях
Тип климата
У «ловил
Температура, ®С
it
ь я о О н н
max
min
Пустынный
Сухая жара, интенсивная солнечная радиация, песчаная пыль
Воздух ДО +60, земля
Ночью до —10
5
Тропический
Влажная жара, высокая относительная влажность, рост плесени, разрушающее действие насекомых
до +75 Воздух до +40, земля до +70
Ночью
■ДО +25
100
Морской
Влажная соленая пыль
+50
—40
100
Арктический
Низкая температура, ледяная пыль
—25
До —70
Большие высоты
Низкая температура, низкое давление, конденсация водяных паров, обусловленная быстрым изменением температуры
До —90
—
Нагрузки при болтанке рассчитываются при индикаторной скорости вертикального порыва ветра Wyt = ±15 м/с (冷丄—^^^.
ОГРАНИЧЕНИЯ, НАКЛАДЫВАЕМЫЕ «НОРМАМИ ЛЕТНОЙ ГОДНОСТИ ГРАЖДАНСКИХ САМОЛЕТОВ СССР»
(Н Л ГС-2)
Требования к взлету
В НЛГС-2 рассмотрен взлет с одним отказавшим двигателем и дана схема, приведенная на рис. 4.1.
При этом должны выполняться следующие условия:
скорость самолета в момент подъема носовой опоры шасси на разбеге Уп.н.ш l,05Vmln Взп；
скорость при отрыве самолета от земли на взлете Уотр 江 1,1Рт1пвзп——для самолетов с двумя и тремя двигателями; 兀тр А 1,°7^тт взп——для самолетов с четырьмя двигателями;
скорость V2 в конце первого этапа взлета в первой взлетной конфигурации самолета (механизация крыла во взлетном положении, шасси выпущено): Р? Н 1,2Vmln взл ——для самолетов с двумя и тремя двигателями; V2 K l,15VmlnВзл ——для самолетов с четырьмя двигателями.
Пр о ан ал из ир уем эти требования. Так как в СИ вес самолета при взлете (Н)
mog н @Spy2/2
Йирмируе^ая траектория 8з開та анафора оысить)Йирмируе^ая траектория 8з開та анафора оысить)Подъем яврвднеиопоры шассиОтказ одного0Ви?игпе〃АПодъем яврвднеиопоры шассиОтказ одного0Ви?игпе〃АСтарт1 IСтарт1 I也7M也7MШШ3-И зтоп3-И зтоп2-й зтап2-й зтапНачало уборки механизации крыла упорна шасси \Начало уборки механизации крыла упорна шасси \WOZLWOZL石石КЛБКЛБВППВППРаз品2В ЗАВЕРаз品2В ЗАВЕ4-й 勿7074-й 勿707自7"加少6应нибор 历代勿76 /自7"加少6应нибор 历代勿76 /
Йирмируе^ая траектория 8з開та анафора оысить)
Йирмируе^ая траектория 8з開та анафора оысить)
Подъем яврвднеиопоры шасси
Отказ одного
0Ви?игпе〃А
Подъем яврвднеиопоры шасси
Отказ одного
0Ви?игпе〃А
Старт
1 I
Старт
1 I
也7M
也7M
Ш
Ш
3-И зтоп
3-И зтоп
2-й зтап
2-й зтап
Начало уборки механизации крыла упорна шасси \
Начало уборки механизации крыла упорна шасси \
WOZL
WOZL
石
石
КЛБ
КЛБ
ВПП
ВПП
Раз品2
В ЗАВЕ
Раз品2
В ЗАВЕ
4-й 勿707
4-й 勿707
自7"加少6应нибор 历代勿76 /
自7"加少6应нибор 历代勿76 /
рис 4」Схема взлета самолета с одним отказавшим двигателем по НЛГС-2 '* 'КПБ — концевая полоса безопасности
и при высоте аэродрома, соответствующей уровню океана (Н и 0), р0 = 1,225 кг/м3, тои при высоте аэродрома, соответствующей уровню океана (Н и 0), р0 = 1,225 кг/м3, тоVrnin взлVrnin взл2・ 10 m(>g/(10S). = ]6 33 1,225 cy max взл2・ 10 m(>g/(10S). = ]6 33 1,225 cy max взл"осу max взл"осу max взл(4.1)(4.1)Здесь сутахвзл — значение суЗдесь сутахвзл — значение сушах Пришах Привзлетном положениивзлетном положениипри взлете, кг; р0 — нагрузка на один квадратный метр площади крыла, даН/м2.В расчетных условиях (РУ) о ^ 1,120 кг/м3 ипри взлете, кг; р0 — нагрузка на один квадратный метр площади крыла, даН/м2.В расчетных условиях (РУ) о ^ 1,120 кг/м3 имеханизации крыла; т0 —механизации крыла; т0 —масса самолетамасса самолетаVmin взлVmin взл2-10 m()g/(10S)2-10 m()g/(10S)1,120 Су щах взл1,120 Су щах взл=17,86=17,86Су max ВзлСу max Взл(4.2)(4.2)
и при высоте аэродрома, соответствующей уровню океана (Н и 0), р0 = 1,225 кг/м3, то
и при высоте аэродрома, соответствующей уровню океана (Н и 0), р0 = 1,225 кг/м3, то
Vrnin взл
Vrnin взл
2・ 10 m(>g/(10S). = ]6 33 1,225 cy max взл
2・ 10 m(>g/(10S). = ]6 33 1,225 cy max взл
"о
су max взл
"о
су max взл
(4.1)
(4.1)
Здесь сутахвзл — значение су
Здесь сутахвзл — значение су
шах При
шах При
взлетном положении
взлетном положении
при взлете, кг; р0 — нагрузка на один квадратный метр площади крыла, даН/м2.
В расчетных условиях (РУ) о ^ 1,120 кг/м3 и
при взлете, кг; р0 — нагрузка на один квадратный метр площади крыла, даН/м2.
В расчетных условиях (РУ) о ^ 1,120 кг/м3 и
механизации крыла; т0 —
механизации крыла; т0 —
масса самолета
масса самолета
Vmin взл
Vmin взл
2-10 m()g/(10S)
2-10 m()g/(10S)
1,120 Су щах взл
1,120 Су щах взл
=17,86
=17,86
Су max Взл
Су max Взл
(4.2)
(4.2)
Примечание. В системе МКГСС величина р0 = 0,125 кг-с2/м4 и формулы (4.1) и (4.2) имеют вид
Vmin взл = 16Vmin взл = 16尸。су max взл尸。су max взлИ I^min взл = 17,5И I^min взл = 17,5"осу max взл"осу max взл
Vmin взл = 16
Vmin взл = 16
尸。
су max взл
尸。
су max взл
И I^min взл = 17,5
И I^min взл = 17,5
"о
су max взл
"о
су max взл
Это необходимо учитывать при сравнении формул, приведенных в настоящем учебнике, с формулами в старых изданиях.
2 или 32 или 3В формулах 4.1 и 4.2 значение су^ ВЗл соответствует ^тах^при взлетном положении механизации крыла (рис. 4.2). Тогда при
2 или 3
2 или 3
К； = (1,2Vmin взл) = 1 ,44Kmin взл =
а при п.а при п.■ДВ■ДВ生 23,5=4生 23,5=4су max Взлсу max Взлв РУ V^25,7—^—% max взлв РУ V^25,7—^—% max взл(4.3)(4.3)у2 = (1,15Ут!пВзл)2 = 21,6у2 = (1,15Ут!пВзл)2 = 21,6Сgmax взпСgmax взпв РУ 14 = 23,6 丁卫一)(4.4)% max взл /в РУ 14 = 23,6 丁卫一)(4.4)% max взл /
а при п.
а при п.
■ДВ
■ДВ
生 23,5
=4
生 23,5
=4
су max Взл
су max Взл
в РУ V^25,7—^—
% max взл
в РУ V^25,7—^—
% max взл
(4.3)
(4.3)
у2 = (1,15Ут!пВзл)2 = 21,6
у2 = (1,15Ут!пВзл)2 = 21,6
Сgmax взп
Сgmax взп
в РУ 14 = 23,6 丁卫一)(4.4)
% max взл /
в РУ 14 = 23,6 丁卫一)(4.4)
% max взл /
н ©% = ©max взи/1,44 или &%=&max взп/1,3225, соответственно для самолетов с двумя и тремя или с четырьмя двигателями.
поспос44показано, какое большоепоказано, какое большое
пос
пос
4
4
показано, какое большое
показано, какое большое
Рис. 4.2. Зависимость коэффициента подъемной силы су от угла атаки а при различных положениях механизации
"та* 5%"та* 5%крыла:
"та* 5%
"та* 5%
— механизация крыла убрана; 2 — закрылки выпущены во взлетное положение;
— закрылки выпущены в посадочное положение； 4 — дополнительно выпущены предкрылки во взлетное положение； 5 — дополнительно выпущены предкрылки в посадочное положение
Выражения (4.2) и (4.3) показывают, что при одной и той же величине скорости Й2 чем] больше величина ^тахВзл, .тем большая удельная нагрузка на крыло р0 может быть допущена. На рис. 4.2 значение для увеличения р0 (а следова-
тельно, и уменьшения площади крыла S) имеет установка на крыле предкрылков (растет ^тах).
4・2・2・ Условия обеспечения заданнойдлины разбега
В тактико-технических требованиях к самолету обычно зада- ется длина разбега самолета при взлете. С достаточной точностью длина разбега (м) может определяться с помощью следующего выражения:
/〜脸 РI
разб ~ 2g / ЮР \3~j ，(4・Ь)
(菰f/ср 一 Т-丽*
где Р — суммарная тяга двигателей, даН; ^-^j^ — рСр — средня^тяговсюруженность самолета за время разбега;瓦卩 ^； ^ 0,95P0j Кразб — аэродинамическое качество самолета при разбеге, Дразб = $ …6 для сверхзвуковых самолетов; 7<₽336 = =8 ... 10 для дозвуковых самолетов； /разб — коэффициент трения колес шасси при разбеге.
Обычно принимаются следующие величины /разб:
Укатанный снег и лед . . ..0,02Твердый грунт0,07
Сухое бетонное покрытие ..0,02Мокрый травянойпокров. , .0,06
ЕСЛИ МЫ Примем, ЧТО Уотр = 1,15pzmin взл и Уотр = 23,6р()/@ шах взл (по РУ), то формулу (4.5) можно представить в видеЕСЛИ МЫ Примем, ЧТО Уотр = 1,15pzmin взл и Уотр = 23,6р()/@ шах взл (по РУ), то формулу (4.5) можно представить в видеЛегко видеть, что длина разбега самолета при взлете прямо пропорциональна величине удельной нагрузки на крыло р0Легко видеть, что длина разбега самолета при взлете прямо пропорциональна величине удельной нагрузки на крыло р0Мокрое бетонное покрытие0,03Травяной покров0,08
ЕСЛИ МЫ Примем, ЧТО Уотр = 1,15pzmin взл и Уотр = 23,6р()/@ шах взл (по РУ), то формулу (4.5) можно представить в виде
ЕСЛИ МЫ Примем, ЧТО Уотр = 1,15pzmin взл и Уотр = 23,6р()/@ шах взл (по РУ), то формулу (4.5) можно представить в виде
Легко видеть, что длина разбега самолета при взлете прямо пропорциональна величине удельной нагрузки на крыло р0
Легко видеть, что длина разбега самолета при взлете прямо пропорциональна величине удельной нагрузки на крыло р0
Рис. 4.3. Изменение длины разбега самолета иЗ'За изменения на 20 % аэродинамического качества самолета на разбеге (Л ?<разб) и из-за изменения на 20 % тяговооруженно- сти самолета (А用 в зависимости от величины начальной тяговооруженности (Р*:
/ — зона тяговооруженности современных дозвуковых пассажирских самолетов
и обратно пропорционал ьна величине @п)ах взл- Влияние изменения тяговооруженности А и аэродинамического качества самолета при разбеге Кразб тем больше, чем меньше тяговооруженность (рис. 4.3).
начальная (стартовая)начальная (стартовая)Из рис. 4.3 следует, что в диапазоне значений Ро у современных
начальная (стартовая)
начальная (стартовая)
пассажирских самолетов (А = 0,25 ... 0,40) увеличение тяговооруженности на 20 % сокращает длину разбега на 36 ... 25 %, а увеличение аэродинамического качества самолета при разбеге на 20 % уменьшает длину разбега соответственно на 18 ... 8 %. Поэтому тяговооруженность самолета является наиболее существенным фактором, определяющим длину разбега при взлете, и
непрерывное увеличение тяговооруженности у современных самолетов является характерной закономерностью, связанной с проблемой уменьшения размеров аэродромов.
Требования к набору высоты
Пп.н ^ tg 0я-100 %,Пп.н ^ tg 0я-100 %,(4-7)(4-7)НЛГС-2 определяют, что полный градиент набора высоты с неработающим («критическим») двигателем должен быть
Пп.н ^ tg 0я-100 %,
Пп.н ^ tg 0я-100 %,
(4-7)
(4-7)
a tg % по отдельным этапам набора высоты задан в табл. 4.3.
Таблица 4.3
Значения tg 0 при наборе высоты с одним отказавшим двигателем *
ПДВ
Этапы набора высоты
1
2
3
4
0,000
0,005
0,024
0,012
0,003
0,011
0,027
0,015
-0,005
0,013
0,030
0,017
* Расчетным является этап 3 (механизация крыла отклонена во взлетное положение; шасси убрано).
Рис. 4.4 Схема снл, действующих на самолет при наборе высотыРис. 4.4 Схема снл, действующих на самолет при наборе высоты''团唔 cos 0 =Учитывая, что значения 0 пр можно принимать cos 0 ^ 1 на (4.9), получим:''团唔 cos 0 =Учитывая, что значения 0 пр можно принимать cos 0 ^ 1 на (4.9), получим:При всех работающих двигателях полный градиент набора высоты должен быть:—на этапе 3 набора высоты и А 5,0 %;—на этапе 4 набора высоты Г|п.н 3,0 %.Из рис. 4.4 видно, чтоР；а6 — ^о? Sin 6 = X = C#SpH/2；(4・8)у = cyS^V2/2.(4.9)При всех работающих двигателях полный градиент набора высоты должен быть:—на этапе 3 набора высоты и А 5,0 %;—на этапе 4 набора высоты Г|п.н 3,0 %.Из рис. 4.4 видно, чтоР；а6 — ^о? Sin 6 = X = C#SpH/2；(4・8)у = cyS^V2/2.(4.9)и наборе высоты малы (см. табл. 4.3), и sin 0 ^ tg 0. Тогда, поделив (4.8)и наборе высоты малы (см. табл. 4.3), и sin 0 ^ tg 0. Тогда, поделив (4.8)
Рис. 4.4 Схема снл, действующих на самолет при наборе высоты
Рис. 4.4 Схема снл, действующих на самолет при наборе высоты
''团唔 cos 0 =
Учитывая, что значения 0 пр можно принимать cos 0 ^ 1 на (4.9), получим:
''团唔 cos 0 =
Учитывая, что значения 0 пр можно принимать cos 0 ^ 1 на (4.9), получим:
При всех работающих двигателях полный градиент набора высоты должен быть:
—на этапе 3 набора высоты и А 5,0 %;
—на этапе 4 набора высоты Г|п.н 3,0 %.
Из рис. 4.4 видно, что
Р；а6 — ^о? Sin 6 = X = C#SpH/2；
(4・8)
у = cyS^V2/2.(4.9)
При всех работающих двигателях полный градиент набора высоты должен быть:
—на этапе 3 набора высоты и А 5,0 %;
—на этапе 4 набора высоты Г|п.н 3,0 %.
Из рис. 4.4 видно, что
Р；а6 — ^о? Sin 6 = X = C#SpH/2；
(4・8)
у = cyS^V2/2.(4.9)
и наборе высоты малы (см. табл. 4.3), и sin 0 ^ tg 0. Тогда, поделив (4.8)
и наборе высоты малы (см. табл. 4.3), и sin 0 ^ tg 0. Тогда, поделив (4.8)
Р&/(恤g) — tgQ = CxICy = 1/^аб, ИЛИ Р„аб = 1/Кнаб + tg 9. (4.10)
Так как величина Р/ учитывает, что набор производится с одним отказавшим двигателем, то полная стартовая тяговоору- женность самолета должна быть
区П闕(吕)(*+ tg> (4」i) Здесь пдв ——число двигателей на самолете; kv ——коэффициент, учитывающий, что набор высоты идет в расчетных условиях & в = +30 ℃, % в = 730 мм рт. ст.) и при скорости набора высоты, соответствующей М = 0,3 ... 0,4. Величина берется либо по соответствующей высотно-скоростной характеристике реального двигателя, либо приближенно:
kv ^ 1,5.(4.12)
На основании выражения (4.11) стартовая тяговооруженность самолета должна иметь следующие значения:
— при двух двигателях
?0 = 1,5- 2 (1/Кпаб + 0,025) = 3 (1/Кнаб + 0,025);(4.13)
— при трех двигателях
冗二 1,5・ ^(I/Km + 0,027) = 2,25(1/临6 + 0,027); (4.14) — при четырех двигателях
R =1,5-4 (1/Кнаб + 0,030) = 2(1/К„аб + 0,030).(4.15)
Сравнивая (4.6), (4.13), (4.14) и (4.15), получаем следующие выводы:
а)^самолеты с двумя двигателями, имеющие наибольшее значение Pq, целесообразно создавать в случае, когда задаются малые длины разбега самолета при взлете;
78
Z^Z? J°( градиент @05)
6) при равной тяговооруженности, при обеспечении нормируемой безопасности набора высоты пассажирские самолеты с большим числом двигателей позволяют иметь меньшее аэродинамическое качество на наборе высоты и, следовательно, применять более эффективную механизацию крыла (см. раздел 14.6.1), которая, значительно увеличивая А@тах, одновременно уменьшает величину Кна6・ 3 —
Например, при стартовой тяговооруженности Р = 0,346 ... 0,349 самолет с двумя двигателями должен иметь Кнаб N И, с тремя двигателями Кнаб ^ 7,8 и с четырьмя двигателями Кнаб ^ 27.
Требования к посадке
Схема траектории движения самолета при посадке показана на рис. 45 «Нормы летной годности пассажирских самолетов СССР» определяют, что скорость захода на посадку (м/с) должна быть
匕.п 1,3Pmn пос， (4.16)
где Ип11п пос —минимальная скорость полета при механизации крыла, отклоненной в посадочное положение. Тогда в нормальных условиях
^min пос = 16,33рпос/^// шах пос
И VI. п = 1,69H^in пос = 27,6рПОс/^ max пос, (4.17)
или в расчетных условиях
V|, п " 30,2/?пос/^ max пос-(4.18)
Здесь рпос — удельная нагрузка на крыло при посадке, даН/м2.
Так как скорость захода на посадку обычно задается в ТТТ к самолету, и ее величина (V3.n ^ 210 ... 230 км/ч) определяет условия автоматизированного захода на посадку, то из (4.18) следует:
Рпос — ^у max пос^з. п/30,2(4.19)
или*
S^p — 3,02/ипос§/ (с^ max пос吟.п).(4.20)
Для перехода от величины /?пос к pQ (удельной нагрузке на крыло при взлете) примем, что
^ПОС =他 0 一加T =①0(1 -历 Т),
где mT Тогдагде mT Тогда=mT/m0 — относительная масса расходуемого=mT/m0 — относительная масса расходуемогоРо — Риос/。—血т) и РиРо — Риос/。—血т) и РиСу max пос"/ пСу max пос"/ п30,2 (1 — /пт) *30,2 (1 — /пт) *топлива.(4.21)топлива.(4.21)
где mT Тогда
где mT Тогда
=mT/m0 — относительная масса расходуемого
=mT/m0 — относительная масса расходуемого
Ро — Риос/。—血т) и Ри
Ро — Риос/。—血т) и Ри
Су max пос"/ п
Су max пос"/ п
30,2 (1 — /пт) *
30,2 (1 — /пт) *
топлива.
(4.21)
топлива.
(4.21)
Для военных самолетов, если задана величина У3>п,
% шах пос%, п30,2 (1 — ^т — mp.ГР/m0)，% шах пос%, п30,2 (1 — ^т — mp.ГР/m0)，(4.22)(4.22)
% шах пос%, п
30,2 (1 — ^т — mp.ГР/m0)，
% шах пос%, п
30,2 (1 — ^т — mp.ГР/m0)，
(4.22)
(4.22)
где /Пр» — масса расходуемых грузов.
Если задана величина посадочной скорости Упос, то, принимая, что Упос = 0,91/3< п = 1,171/т1П пос и что в расчетных условиях 吸ос = 24,5рпос/Су max пэс» ПОЛуЧНвМ
门—Qmax тюКос〃 no\
° 24,5(1 — /йт — т^, гр/^о)'' "
Анализируя (4.19), (4.20), (4.21), (4.22) и (4.23), можно сделать следующие выводы:
——величина максимально допустимой удельной нагрузки на крыло при взлете и посадке определяется величиной скорости захода на посадку (или величиной посадочной скорости) и максимальной величиной коэффициента подъемной силы & max нос при полностью отклоненной механизации по передней и задней кромкам крыла;
—чем больше величина Qmaxiioc, тем большая величина рпос может быть допущена и тем меньше может быть площадь крыла S (и все остальные геометрические параметры самолета).
Согласно НЛГС-2 потребная длина ВПП в сухую погоду должна быть
£впп сух = 1,67АПОС = 1567(/возд + /проб), (4.24) а в мокрую погоду
[■^Впп мокр =1」5£внп сух ~ 1,92 (/Еозд + ^проб)* (4.25)
Взлетно-посадочная полоса (ВПП)——это дорогостоящая бетонная конструкция с системой дренажа подстилающего грунта. Крайне необходимо, чтобы новые самолеты имели минимально возможную потребную величину АВпп.
Коэффициенты 1,67 и 1,92 в формулах (4.24) и (4.25) учитывают возможность либо обледенения поверхности ВПП, либо образования на ней настолько большого слоя воды, что колеса шасси при движении по ВПП выходят на режим глиссирования.
80
Торможение самолета (уменьшение скорости полета) на воздушном участке определяется перегрузкой
——GiiocSq —Рх. х _ — / 以 нос —х\ =
х В03Д 团口00^/1°\ су пооmnoc^f /
=—(~1apх.х ) ,(4.26)
\ Кнос тпос§ /
где Рх.х ——тяга двигателей на холостом ходу, даН; Кпос —— аэродинамическое качество самолета в посадочной конфигурации.
В реальных условиях величина пхвозд - —(0,12 ... 0,15).
Минимально возможная величина /В03д в случае, когда самолет подходит к ВПП без выравнивания, равна
(；возд)т1п = 15/tg2°50' = 15/0,05 = 300 м.
Однако при этом вертикальная скорость снижения самолета (без учета «воздушной подушки»):
% =几.2口2。50, =0,05几.п.
Здесь 2° 50,——средний угол нормируемой траектории подхода пассажирского самолета к ВПП (см. рис. 4.5).
При величине %. 口 = 250 км/ч = 70 м/с величина Vy 二 3,5 м/с。
Обычно перед приземлением летчик выравнивает самолет в почти горизонтальный полет и снижает скорость до УПос ^
l,ll/minпос при Vy ^ ОД ... 0,3 м/с. Длина воздушного участка при этом увеличивается до 500 ... 750 м в зависимости от высоты выравнивания.
Торможение самолета при пробеге после посадки определяется перегрузкой
厶吨6—[飞£丁」。+4-(^ + 3/проб)] , (4.27)
где Ррев ——обратная тяга двигателей с включенным реверсом тяги, даН; Рх・х ——прямая тяга двигателей, не имеющих реверса
Рис. 4.6. Посадочные поляры самолета (закрылки и предкрылки в посадочном положении):/ — интерцепторы закрыты； 2 — интерцепторы открытыРис. 4.6. Посадочные поляры самолета (закрылки и предкрылки в посадочном положении):/ — интерцепторы закрыты； 2 — интерцепторы открытытяги, даН; fnpo6 — коэффициент трения при пробеге.
Рис. 4.6. Посадочные поляры самолета (закрылки и предкрылки в посадочном положении):
/ — интерцепторы закрыты； 2 — интерцепторы открыты
Рис. 4.6. Посадочные поляры самолета (закрылки и предкрылки в посадочном положении):
/ — интерцепторы закрыты； 2 — интерцепторы открыты
Величина коэффициента трения зависит от состояния поверхности ВПП и от работы автомата тормозов. Обычно величина /проб = 0,15 ... 0,25, но при совершенствовании тормозной системы величина /прОб может быть доведена до 0,4 ... 0,5. Величина /проб зависит от наличия на самолете интерцепторов, открывающихся в момент приземления самолета. На рис. 4.6 показано, что на пробеге (а л; Г) открытие интерцепторов уменьшает величину аэродинамического качества приблизительно в 10 раз.
Открытие интерцепторов, уменьшая примерно в 4 раза величину обеспечивает значительное увеличение тормозной силы, так как эта тормозная сила (Н) равна
т = /проб Wnocg - ^SpV2/2). (4.28)
В реальных условиях величина пхпроб = ——(0,5 ... 0,6)
Сравнение (4.26) и (4.27) показывает, что уменьшение Лпос наиболее эффективно вести за счет уменьшения /проб. Длина пробега при посадке /проб на основании (4.27) может быть определена по эмпирической формуле
/0,94□Pu5 Су max поо 1。(Ррев — 尸х. х)/0,94□Pu5 Су max поо 1。(Ррев — 尸х. х)РиосРиосmnocgmnocg+:(费+%。6)+:(费+%。6)(4.29)(4.29)
/0,94
□Pu5 Су max поо 1。(Ррев — 尸х. х)
/0,94
□Pu5 Су max поо 1。(Ррев — 尸х. х)
Риос
Риос
mnocg
mnocg
+:(费+%。6)
+:(费+%。6)
(4.29)
(4.29)
Из (4.29) следует, что для уменьшения величины /проб необходимо:
увеличивать величину ©maxпос введением механизации крыла и особенно установкой предкрылков;
увеличивать коэффициент трения при посадке /прОб повышением эффективности системы торможения колес;
——увеличивать величину обратной тяги двигателей с реверсивными устройствами (см. разд. 16.3.2);
уменьшать удельную нагрузку на крыло при посадке рпос;
——уменьшать аэродинамическое качество и величину су применением интерцепторов.
ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ САМОЛЕТА И ИХ СВЯЗЬС ЛЕТНЫМИ ХАРАКТЕРИСТИКАМИ
Абсолютные и относительные параметры
Абсолютными основными параметрами самолета в процессе проектирования являются: взлетная масса т0 (кг), площадь крыла S (м2) и суммарная стартовая тяга двигателей Ро (даН) или стартовая мощность силовой установки N。(кВт).
В большинстве случаев, особенно в начальной стадии проектирования, удобнее пользоваться относительными основными параметрами самолета: удельной нагрузкой на площадь крыла р = =tng/(lQS) (даН/м2) и тяговооруженностью Р = ЮР/(mg).
Эти параметры изменяются в течение полета из-за изменения массы, поэтому при проектировании в первую очередь определяются их стартовые значения (значения в начале полета, в начале разбега при взлете), т. е. р0 = m0g/(10S) и Ро = \QP^I(m^g}.
Связь этих параметров с летными, аэродинамическими и компоновочными характеристиками самолета частично уже рассматривалась в предыдущем разделе [/разб f (凡，Ро);戸产 f (Кнаб, «дв)； /З.п = f (ро) ]. Рассмотрим связи параметров р()н 尸。с характеристиками самолета на других этапах или режимах полета,
Максимальная скорость полета
ИзИзможноможноосновного уравнения горизонтального полетаРн =叁 Spy/2 получить выражение.для Утах в м/с:основного уравнения горизонтального полетаРн =叁 Spy/2 получить выражение.для Утах в м/с:нанавысоте(4.30)высоте(4.30)или вили вкм/ч:км/ч:(4.31)(4.31)
Из
Из
можно
можно
основного уравнения горизонтального полета
Рн =叁 Spy/2 получить выражение.для Утах в м/с:
основного уравнения горизонтального полета
Рн =叁 Spy/2 получить выражение.для Утах в м/с:
на
на
высоте
(4.30)
высоте
(4.30)
или в
или в
км/ч:
км/ч:
(4.31)
(4.31)
Рис. 4.7. Зависимость коэффициента 三 от числа М полетаРис. 4.7. Зависимость коэффициента 三 от числа М полета
Рис. 4.7. Зависимость коэффициента 三 от числа М полета
Рис. 4.7. Зависимость коэффициента 三 от числа М полета
Н.Н.где А：— относительная плотность воздуха на высоте
Н.
Н.
卜 В формулах (4.30) и (4.31) удельная нагрузка на крыло рн дана в Па (Н/м2). Если эта нагрузка дается в даН/м2, то формула (4.31) принимает следующий вид:
(4.32)(4.32)Umax 勺 14,56
(4.32)
(4.32)
Тяга воздушно-реактивных двигателей (ТРД и ТРДД) зависит от скорости и высоты полета. В диапазоне чисел М = 1,0 ... 3,5 эта зависимость выглядит следующим образом:
'для Я< 11000 м Рн = £А0'85Р0;(4.33)
для Я 11000 м Рн= 1,2払瓦；(4.34)
здесь коэффициенты А0-85 и 1,2А учитывают изменение тяги по высоте полета, а коэффициент 己 учитывает изменения тяги по скорости полета,
自=1 — 0,32М + 0,4М2 — 0,01М3.(4.35)
Приближенная зависимость коэффициента 自 от числа М полета показана на рис. 4.7 (см. также приложение IV).
Подставив выражения (4.33) и (4.34) в формулу (4.32), получим для высот Н 11 000 м
%ах ~ 15,94 |/ 吟；(4.36)
Mmax *0,015 (4.37)
Для высот Я < 11 000 м
(4.38)(4.39)(4.38)(4.39)
(4.38)
(4.39)
(4.38)
(4.39)
(4.43)(4.44)(4.43)(4.44)сце .К ——аэродинамическое качество самолета; Укрейс и Мкрейс —— крейсерская скорость (м/с) и крейсерское число М полета; сР —— средняя за полет величина удельного расхода топлива двигателями, даН/ч.сце .К ——аэродинамическое качество самолета; Укрейс и Мкрейс —— крейсерская скорость (м/с) и крейсерское число М полета; сР —— средняя за полет величина удельного расхода топлива двигателями, даН/ч.ВеличинаВеличина恤_ I^кон m° —团丁 1 — tn^恤_ I^кон m° —团丁 1 — tn^a Ina In1mTi -公忆 PT— /пт1mTi -公忆 PT— /пт
(4.43)
(4.44)
(4.43)
(4.44)
сце .К ——аэродинамическое качество самолета; Укрейс и Мкрейс —— крейсерская скорость (м/с) и крейсерское число М полета; сР —— средняя за полет величина удельного расхода топлива двигателями, даН/ч.
сце .К ——аэродинамическое качество самолета; Укрейс и Мкрейс —— крейсерская скорость (м/с) и крейсерское число М полета; сР —— средняя за полет величина удельного расхода топлива двигателями, даН/ч.
Величина
Величина
恤_ I
^кон m° —团丁 1 — tn^
恤_ I
^кон m° —团丁 1 — tn^
a In
a In
1mT
i -公忆 PT— /пт
1mT
i -公忆 PT— /пт
ГЦе 1/шах — в км/ч; а — скорость звука на высоте полета (Н < < 11 000 м) в м/с.
Статический потолок полета
Для самолетов с ТРД статический потолок Яст определяется величиной относительной плотности на максимальной высоте полета («потолке»); относительную плотность можно получить по формуле
Мот =丄必贷。Q。,(4.40)
вытекающей из очевидного равенства, Р = mg/(10/Cmax). Исполь- 3УЯ (4.34) и полагая Ктах == —/ , получаем
\ % /п)ах 2 VD0cx0」
где Dq ——коэффициент отвала поляры в выражении сх = =+ D()Cy.
В соответствии с (4.40) можно принимать для дозвуковых самолетов
Ап°т= 1,67(4.41)
и для сверхзвуковых самолетов
Апот = 0,83 卩吗^7 .(4.42}
Максимальная дальность при скорости Укрейс
При предварительном проектировании для расчета дальности полета (км) используются известные выражения
£ = 3,6 (К^крейс/^р) 1П(Ш0/Шкон),или £ - 1065 (^Mкpeйc/cp) In (т0/ткон),
Формулы (4.43) и (4.44) были бы достаточно точными, если бы весь полет выполнялся на Якрейс. Если учесть потери топлива на взлет, набор высоты и разгон до крейсерской скорости, то эти формулы будут ИМеТЬ ВИД (ДЛЯ Мкрейс<1)
厶勺 3,45 К"кре*с 111a 二 3,45严厶рейс一 产т >,(4.45)
Ср团尺‘Р г 1 —历т
ИЛИ_
丄 Q 1020 КМкреМ一 in 旦=1020 曲 丁 & 一.(4.46)
Ср耿Ср и 1 — rnT
Максимальная величина дальности Lmax будет иметь место при максимальном значении (/С1//ср)тах. Учитывая (4.36),
KU 二(Q/点)и = 15,94 (c^/cY)V ^Ж,(4.47)
откуда следует, что, поскольку величина ро^о Для данного самолета может быть принята неизменной, (К*)шах будет иметь место при [(%/С)的％ах НЛН При 代5/(喷。'5)jmin・
Определим величину с», соответствующую этому режиму. Возведя [4,5/(^0,5)1 в степень 2/3 и используя аналитическое выражение поляры сх = их。+ Do电 получим:
[^7(^1/2)]2/3 = ^o/(4/3V/3) + (咽3附/3) %.(4.48)
Для дозвукового самолета коэффициент 自 по скорости изменяется мало и можно в первом приближении принять, что Е = 1, Do = 1/(冗%ф) = const и что сх зависит только от су. Продифференцируем выражение (4.48) по ^/приравняем нулю и получим наивыгоднейшее значение су Крейс для режима £тах：
@ нрейс = 1,252/%фа(),(4.49)
Известно, что величина QK^ax，соответствующая максимальному качеству, равна
@Кщах ~ /几九зф&о = 1,773 ^^эф^о*(4.50)
Следовательно,
СУ крейс = 1J73 QKmax ~ °"1&КтаМ住⑸)
Таким образом, полет на максимальную дальность дозвукового самолета должен производиться на режиме, при котором су Крейс = 0,71 电к ・ Для сверхзвукового самолета су крейс = =0,73@Ктах・
(4.52)(4.52)Если мы подставим значение су крейс (см. 4.49) в уравнение поляры сх = 以о 十」一4» т0 получим
(4.52)
(4.52)
^х крейс ~ 1，5с*0.
Выражения (4.50) и (4.52) характеризуют оптимальный режим
для полета на дальность.
ВЫБОР РАСЧЕТНЫХ УСЛОВИЙ
Существуют ограничения при проектировании, которые накладываются самим конструкторским бюро. Примером таких ограничений является выбор расчетных условий, главным образом расчетного скоростного напора д^ах и расчетного числа Мшах, которые в значительной мере определяют облик самолета.
Рассмотрим порядок выбора расчетных условий для магистрального пассажирского самолета, которому задана максимальная скорость полета 950 км/ч. На рис. 4.8 показано изменение возможных скоростей полета в зависимости от высоты полета. Максимальная скорость полета (значительно превышающая заданную) получается на высоте " = 0 (у земли). Скоростной напор при этом равен
q н 11802/(16,33 3,62) 6580 даН/м2.
Однако высота полета магистрального пассажирского самолета в основном превышает 8000 м. Более низкие высоты он проходит либо при наборе высоты, либо при снижении. Целесообразно ограничить скорость полета на высотах менее 8000 м, приняв за расчетную точку А. В этом случае скорости полета в зоне высот нормальной эксплуатации самолета (// = 8000 ... 12 000 м) равны или больше заданной скорости.
В точке А
_р0АУа —_р0АУа —20201,225-0,429.998220 ・3,621,225-0,429.998220 ・3,62= 2013 даН/м2,= 2013 даН/м2,
_р0АУа —
_р0АУа —
20
20
1,225-0,429.9982
20 ・3,62
1,225-0,429.9982
20 ・3,62
= 2013 даН/м2,
= 2013 даН/м2,
что соответствует индикаторной скорости полета Vf = 655 км/ч.
4.8. Пример выбора расчетных условий ского самолета:В ——зона высот нормальной эксплуатации4.8. Пример выбора расчетных условий ского самолета:В ——зона высот нормальной эксплуатациидля магистрального пассажир-пассажирских самолетовдля магистрального пассажир-пассажирских самолетовРис.
4.8. Пример выбора расчетных условий ского самолета:
В ——зона высот нормальной эксплуатации
4.8. Пример выбора расчетных условий ского самолета:
В ——зона высот нормальной эксплуатации
для магистрального пассажир-
пассажирских самолетов
для магистрального пассажир-
пассажирских самолетов
Ограничение максимальной скорости полета по Vinux — =655 км/ч и 夕加盡=2013 даН/м2 показано на рис. 4.8. Расчетный скоростной напор при этом ограничении уменьшается в 6580/2013 = =3,26 раза!
Ограничение по числу М может быть установлено Мтах = 0,9, так как при высоте полета //^11 000 м это обеспечивает скорость полета около 960 км/ч, т. е. обеспечивает полет с заданной максимальной скоростью.
Нормы НЛГС-2 задают и значения Утах тах и Мтах тах> которые должны обеспечиваться характеристиками прочности, устойчивости и управляемости в случае, если по непредвиденным обстоятельствам будут превзойдены 1/тах и Мтах：
У t max max 2 % max+ 50； (4.53)
Мщах max Q ^max + 0,05. (4.54)
В рассматриваемом примере Vt тах тах ^ 700 км/ч и Мтах = =0,95.
Подобный подход к выбору расчетных условий с учетом особенностей эксплуатации самолета может быть выполнен при установлении исходных данных для проектирования любого самолета.
ВЫБОР ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ САМОЛЕТА
На основании изложенного в предыдущих разделах данной главы может быть установлен следующий порядок выбора основных параметров самолета.
Вычисляется относительная масса расходуемого в полете топлива 历т из формулы (4.46):
= 1020 ^РейсМкрейс.(Операция 1)
Ра。"сРкрейс К1 - «т В
Здесь величины Арасч и МкрейС определяются заданием, а величины /(крей^ СР крейс берутся по статистике.,
Определяется величина удельной нагрузки на крыло р( из условий посадки самолета либо по формуле (4.21):
Ро =Ро =су max дос^э. д 30,2(1 -т7)су max дос^э. д 30,2(1 -т7)(Операция 2)(Операция 2)
Ро =
Ро =
су max дос^э. д 30,2(1 -т7)
су max дос^э. д 30,2(1 -т7)
(Операция 2)
(Операция 2)
либо по формуле (4.23):
…$此啖宾碉•（OnePW 2，）
Здесь величины V^.n или Vnoc и mp. гр определяются заданием, а величина су шах пос берется по статистике в зависимости от системы механизации крыла:
ДЛЯ эффективной ] ^max пос = 3,0 ... 3,2 при % == 0 ... 25°; механизации ( ^тахпос = 2,7 2,9 при % = 25 ... 35°;
для слабой механизации сутахпос = 2,2 ... 2,3
Для сверхзвуковых самолетов нормальной схемы можно прн・ нимать с^тахпос = 1,3 ... 1,5 и для самолетов бесхвостовой схемы —0,7 ... 0,9.
Определяется величина удельной нагрузки на крыло /?о из условия обеспечения заданной крейсерской скорости полета Икрейс (Мкрейс), исходя из стандартного выражения р = cyq\
Ро = ] — ° б% крейс9м=1Мкрейс (ОпбрНЦИЯ 3)
Здесь <7м=1 берется для скорости, соответствующей числу М = 1 на заданной высоте полета (или соответствует величине а — скорости звука на этой высоте); суК1?ейс берется по статистике или по формуле (4.51), т. е. сукрейс =' 0,71^ктах, если известна поляра самолета. Величина ^кшах может определяться и выражением
@Ктах * /п%ф%0・
Для маневренного самолета нагрузка на крыло определяется и с учетом полета на допускаемых коэффициентах подъемной силы и эксплуатационной перегрузки (см. также разд. 10.3):
加=匸_；,6儀；；：：： Маневр, (Операция 4)
где ^доп определяется либо по срыву обтекания, либо по тряске, либо по бафтингу. В предварительных расчетах величину ^д0П можно принимать по значению Q, соответствующему началу отклонения кривых су = f (а) или т^ = j (cj от зоны линейного протекания.
Величина пу доп определяется либо прочностью самолета (^доп ^ О^п^тах), либо физиологическими возможностями летчика. Величины Пудоп и ‘маневр — маневренная перегрузка и скоростной напор на «рабочих» скорости и высоте полета задаются обычно в ТТТ к маневренному самолету.
Производится выбор величины удельной нагрузки на крыло:
Ро — см. операции 2 или 2‘；
р0 ^= min рА — см. операцию 3; (Операция 5)Ро — см. операцию 4.
Определяется тяговооруженность самолета PJ из условия набора высоты при одном отказавшем двигателе по формуле (4.11):
爲=+ (Операнд 6)
где tg 0 задается НЛГС-2 (см. табл. 4.3) для соответствующего числа двигателей; ^аб ——берется по статистике.—
Определяется тяговооруженность самолета Ро1 из условия обеспечения горизонтального полета, исходя из того, что в горизонтальном полете Р = 1/К. Тогда, в соответствии с формулами (4.33) и (4.34), при полете на высотах 〃 х Н ООО м
两=^Г7，(Операция 7)
01>2^рейс? Дфруд
а при полете на высоте //<11 000 м
(Операция 7‘)(Операция 7‘)戸 I
(Операция 7‘)
(Операция 7‘)
°КнРе 配自 А°' 8%руд
Величина 氏睜配 берется то статистике, ^рейс ^ (0,85 ...
0,90) /Стах. Коэффициент фруя учитывает степень дросселирования двигателя в крейсерском полете до режима, соответствующего неограниченному времени работы двигателя, или до режима, соответствующего оптимальному расходу топлива. Обычно он принимается равным 0,80,9.
Если неизвестна величина ^рейо но по статистике может быть принята величина сх0 и при заданной Укрейс и заданной высоте полета
再£ 1,8&()А"15%е阮/舐).(Операция 7")
Значение величины р0 см. в операции 5.—
Определяется тяговооруженность самолета Р；“ из условия обеспечения заданной длины разбега самолета при взлете /разб* Преобразуя формулу (4.6), получим
用I = 1>05 [^Sw + $ (J + 号力] .(Операция 8)
89
по статистике.по статистике.„ Здесь 勿 так ВВП, Кразб И /разб беруТСЯ Можно принимать
по статистике.
по статистике.
2,1 .. .2,3 — при эффективной механизации крыла；
1,5 ... 1,7 — при средней механизации крыла;
Сд max взлСд max взл0,8 .. .0,9 — для сверхзвуковых самолетов нор
Сд max взл
Сд max взл
мальной схемы;
0,60.. .0,65 —для самолетов бесхвостовой схемы.
Значения /Сразб и 厶^目 приведены в разд. 4.2.2.
Если задана не^длина разбега, а сбалансированная длина ВПП, то величина Р；“ может быть определена по эмпирической формуле:
再"=(宀y3正需.(Операция 8，)
\ лдв — 1 / и,ЬЬ「вППСу max ВЗЛ 一 1,8ро丿
Тяговооруженность маневренных самолетов должна определяться с учетом дополнительных условий:
из условия заданной скороподъемности
月Vn(乎十击)(瓦%)' (оПерам 9)
где Vy ——заданная вертикальная скорость; V ——заданная или наивыгоднейшая скорость полета;
(АО*' — для высоты Н V 11000 м;
I 1,2А — для высоты 11000 м；
из условия заданной максимальной скорости полета на заданной высоте (заданная величина(утах)
〃ogmaxР°Е屮"「рун〃ogmaxР°Е屮"「рун；(Операция 9')；(Операция 9')
〃ogmax
Р°Е屮"「рун
〃ogmax
Р°Е屮"「рун
；(Операция 9')
；(Операция 9')
из условия полета с заданной установившейся эксплуатационной перегрузкой 疋 при заданных У и /7 (см. разд. 10.3)
用』礴长?:；•（。呻冲^ 9〃）
Во всех этих случаях (а, б, в) фруд = 1, если полет идет на бесфорсажном режиме, и фруд = 1,5 ... 2,0, если полет происходит с форсажем двигателей. —
Производится выбор тяговооруженности самолета Р0^как
可
邦
Pq — maxPq — max砂
Pq — max
Pq — max
—IV • (Операция 10)
По данным, изложенным в гл. 6, определяются относительные массы конструкции самолета (/йкон), силовой установки (/й&у) и оборудования и управления в первом приближении.
'(Операция 11).
В зависимости от заданной массы целевой нагрузки (коммерческой нагрузки) и массы служебной нагрузки (снаряжения) определяется величина взлетной массы самолета в первом приближении
_. 吗・"『生(Операция 12) °1 一 ^к — ^с. у — ^об. упр — ^т
Зная выбранные величины р0 и Ро и вычисленную величину 唸 получим основные абсолютные параметры самолета:
площадь крыла, м2: S = mJg/(lOpo)； (Операция 13)
взлетная тяга двигателей, даН: Pq = Po^og/Ю. (Операция 14)
Здесь р0 имеет размерность даН/м2.
Таким образом заканчивается первая итерация выбора основных параметров самолета. После выбора схемы самолета (см. гл. 5) и выбора основных характерных параметров агрегатов (частей) самолета 仇кр, Хкр，Пкр, Lp.。，Lb・q， S「. q, Sb. q, ”ф， Sm и ДР-) производится расчет массы самолета во втором приближении и весь процесс выбора основных параметров повторяется вновь.
Определенные при этом параметры самолета отвечают заданным выходным характеристикам и налагаемым ограничениям. Однако это не означает, что эти параметры являются оптимальными.
В гл. 7 показаны методы определения оптимальных значений основных параметров самолета как следующая итерация в процессе проектирования самолета.
Алгоритм выбора основных параметров самолетаАлгоритм выбора основных параметров самолетаИсходные данные: £расч f ТТТ; Мкрейс f ТТТ； f Ккрейс f ТТТ; ср f данные двигателя;Уз.пт ТТТ； Hupeiicf ТТТ； Мкрейс -> ТТТ； ^«рейс-^статистика;су шах пос f статистика; су шах взл f статистика; /разб f ТТТ;Кнаб f статистика;吗。口 т ТТТ; дманевр f ТТТ; % н f ТТТ;^р. гр f ТТТ； Ктах f статистика; сх0 f статистика;%ос f ТТТ； су доп f статистика; /ра3б f статистика;Vy f ТТТ;吗 т ТТТ.Исходные данные: £расч f ТТТ; Мкрейс f ТТТ； f Ккрейс f ТТТ; ср f данные двигателя;Уз.пт ТТТ； Hupeiicf ТТТ； Мкрейс -> ТТТ； ^«рейс-^статистика;су шах пос f статистика; су шах взл f статистика; /разб f ТТТ;Кнаб f статистика;吗。口 т ТТТ; дманевр f ТТТ; % н f ТТТ;^р. гр f ТТТ； Ктах f статистика; сх0 f статистика;%ос f ТТТ； су доп f статистика; /ра3б f статистика;Vy f ТТТ;吗 т ТТТ.Операция /. Вычисление /йт -► £расч = 1020Операция /. Вычисление /йт -► £расч = 1020Ккре 近 с〃кре 近 сКкре 近 с〃кре 近 с% крейс 丿 1 — ^1T% крейс 丿 1 — ^1T(Грация 2. Определение р； f р；(Грация 2. Определение р； f р；30,2(1 —гпт)30,2(1 —гпт)или До —или До —су max пос^поссу max пос^пос24,5 (1 — /йт — ffip. rp/^o)24,5 (1 — /йт — ffip. rp/^o)Операция 3. Определение p^f pjОперация 3. Определение p^f pj11 - 0,6/пт ©HP%11 - 0,6/пт ©HP%ОперацияОперация4. Определение р0 -► р0 =4. Определение р0 -► р0 =11Сд допСд доп1 — 0,6/Йт Пу доп1 — 0,6/Йт Пу доп^маневр*^маневр*ОперацияОперация5・5・Выбор p°f % = min (Pq, Pq или р；)Выбор p°f % = min (Pq, Pq или р；)ОперацияОперация6.6.Определение pjf Р；= 1,5Определение pjf Р；= 1,5〃Дв〃Дв11几№ - 1 \ кна6几№ - 1 \ кна6ОперацияОперация7.7.Определение 附 f Р^ =Определение 附 f Р^ =11Мкрейс L2g ДфрудКнрей^А“85д)руД 'Мкрейс L2g ДфрудКнрей^А“85д)руД 'ОперацияОперация8.8.Определение рР f »俨—1,05Определение рР f »俨—1,051,2%1,2%11Су шах взд/разб 2Су шах взд/разб 2Кразб )]Кразб )]ОперацияОперация9.9.Определение 戸£f Pj)V =(Определение 戸£f Pj)V =(УУ1,К max / ВфнФруц1,К max / ВфнФруцОперацияОперация9'.9'.Определение 戸^ f Р^ =Определение 戸^ f Р^ =СуретахСуретахРо^ФнФрудРо^ФнФрудОперация 9".Операция 9".Операция /0.Операция /0.Операция 12. Определение взлетной массы, I приближение т^ =—Операция 12. Определение взлетной массы, I приближение т^ =—加口. Н + бслуж加口. Н + бслуж-用 h -市 e. у 一用 об. упр 一用 t-用 h -市 e. у 一用 об. упр 一用 t
Алгоритм выбора основных параметров самолета
Алгоритм выбора основных параметров самолета
Исходные данные: £расч f ТТТ; Мкрейс f ТТТ； f Ккрейс f ТТТ; ср f данные двигателя;
Уз.пт ТТТ； Hupeiicf ТТТ； Мкрейс -> ТТТ； ^«рейс-^статистика;
су шах пос f статистика; су шах взл f статистика; /разб f ТТТ;
Кнаб f статистика;吗。口 т ТТТ; дманевр f ТТТ; % н f ТТТ;
^р. гр f ТТТ； Ктах f статистика; сх0 f статистика;
%ос f ТТТ； су доп f статистика; /ра3б f статистика;
Vy f ТТТ;吗 т ТТТ.
Исходные данные: £расч f ТТТ; Мкрейс f ТТТ； f Ккрейс f ТТТ; ср f данные двигателя;
Уз.пт ТТТ； Hupeiicf ТТТ； Мкрейс -> ТТТ； ^«рейс-^статистика;
су шах пос f статистика; су шах взл f статистика; /разб f ТТТ;
Кнаб f статистика;吗。口 т ТТТ; дманевр f ТТТ; % н f ТТТ;
^р. гр f ТТТ； Ктах f статистика; сх0 f статистика;
%ос f ТТТ； су доп f статистика; /ра3б f статистика;
Vy f ТТТ;吗 т ТТТ.
Операция /. Вычисление /йт -► £расч = 1020
Операция /. Вычисление /йт -► £расч = 1020
Ккре 近 с〃кре 近 с
Ккре 近 с〃кре 近 с
% крейс 丿 1 — ^1T
% крейс 丿 1 — ^1T
(Грация 2. Определение р； f р；
(Грация 2. Определение р； f р；
30,2(1 —гпт)
30,2(1 —гпт)
или До —
или До —
су max пос^пос
су max пос^пос
24,5 (1 — /йт — ffip. rp/^o)
24,5 (1 — /йт — ffip. rp/^o)
Операция 3. Определение p^f pj
Операция 3. Определение p^f pj
1
1 - 0,6/пт ©HP%
1
1 - 0,6/пт ©HP%
Операция
Операция
4. Определение р0 -► р0 =
4. Определение р0 -► р0 =
1
1
Сд доп
Сд доп
1 — 0,6/Йт Пу доп
1 — 0,6/Йт Пу доп
^маневр*
^маневр*
Операция
Операция
5・
5・
Выбор p°f % = min (Pq, Pq или р；)
Выбор p°f % = min (Pq, Pq или р；)
Операция
Операция
6.
6.
Определение pjf Р；= 1,5
Определение pjf Р；= 1,5
〃Дв
〃Дв
1
1
几№ - 1 \ кна6
几№ - 1 \ кна6
Операция
Операция
7.
7.
Определение 附 f Р^ =
Определение 附 f Р^ =
1
1
Мкрейс L2g ДфрудКнрей^А“85д)руД '
Мкрейс L2g ДфрудКнрей^А“85д)руД '
Операция
Операция
8.
8.
Определение рР f »俨—1,05
Определение рР f »俨—1,05
1,2%
1,2%
1
1
Су шах взд/разб 2
Су шах взд/разб 2
Кразб )]
Кразб )]
Операция
Операция
9.
9.
Определение 戸£f Pj)V =(
Определение 戸£f Pj)V =(
У
У
1,
К max / ВфнФруц
1,
К max / ВфнФруц
Операция
Операция
9'.
9'.
Определение 戸^ f Р^ =
Определение 戸^ f Р^ =
Суретах
Суретах
Ро^ФнФруд
Ро^ФнФруд
Операция 9".
Операция 9".
Операция /0.
Операция /0.
Операция 12. Определение взлетной массы, I приближение т^ =—
Операция 12. Определение взлетной массы, I приближение т^ =—
加口. Н + бслуж
加口. Н + бслуж
-用 h -市 e. у 一用 об. упр 一用 t
-用 h -市 e. у 一用 об. упр 一用 t
с-VI -VI 1 + (吗У
Определение Р^】f Р^ =
2/lgKmaxE屮н^руд
Выбор Р0»Р0= max (耳,盟，用【，耳V, pV илиР^1).
sse 硒Операция /3・ Определение площади крыла S =—e 硒Операция /3・ Определение площади крыла S =—Операция /4. Определение тяговооружеиности Ро = Р。 〔^—.Операция /4. Определение тяговооружеиности Ро = Р。 〔^—.Операция 〃• Определение относительных масс ткон> гпс.у н /Поб. упр-
s
s
e 硒
Операция /3・ Определение площади крыла S =—
e 硒
Операция /3・ Определение площади крыла S =—
Операция /4. Определение тяговооружеиности Ро = Р。 〔^—.
Операция /4. Определение тяговооружеиности Ро = Р。 〔^—.
Глава 5
АНАЛИЗ И ВЫБОР СХЕМЫ САМОЛЕТАИ ТИПА СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ
ВЫБОР ОБЩЕЙ СХЕМЫ САМОЛЕТА
При проектировании нового самолета почти всегда возникает проблема выбора его общей схемы. Это по существу начальный этап синтеза проекта самолета. Формализовать принятие решения по этой проблеме в полной мере не представляется возможным. Однако в рамках уже реализованных или предполагаемых решений может быть организован формальный поиск' наилучшего решения с точки зрения оценочного критерия и удовлетворения поставленным ТТТ и ТЗ.
Под выбором общей схемы самолета следует понимать нечто большее, чем выбор только его аэродинамической схемы, хотя она и является определяющей в реализации принципа действия самолета. Для самолета конкретного назначения выбор общей схемы включает в себя:
—выбор схемы размещения экипажа и целевой нагрузки;
——выбор конфигурации (схемы) аэродинамической несущей системы для основного (крейсерского) режима полета и схемы ее изменения (механизации) для взлетно-посадочных или других этапов полета;
— выбор схемы силовой установки (тип, число двигателей или движителей, размещение их на самолете, размещение топлива и систем);
— выбор схемы взлетно-посадочных устройств (шасси);
—выбор конструктивно-силовой схемы самолета и увязка ее по отдельным агрегатам с учетом технологии производства и эксплуатации;
——выбор состава бортового оборудования, приборов и техники систем управления, необходимого для удовлетворения ТТТ и ТЗ;
■— выбор технологической схемы членения и схемы эксплуатационных разъемов.
Все многообразие общих схем самолетов в определенной мере отражает возможные решения. На рис. 5.1 представлен широкий и далеко не полный спектр решений, начиная От тихоходных поли- планных схем и кончая современными схемами сверхзвуковых и гиперзвуковых самолетов.
Окончательный выбор общей схемы необходимо производить из ряда конкурирующих вариантов на основе оптимизации каждого из них и последующего всестороннего (формального и неформального) их анализа. Критерием выбора наилучшего варианта общей схемы самолета могут быть только комплексные оценки типа критериев «стоимость——эффективность» или «эффективность— 94
ss§^s zwoxo QIWKOWmo®1g ・°0d
Стоимость», когда одна из сторон такого критерия выступает в Виде целевой функции, а вторая ——в виде ограничения.
В качестве оценочного критерия (целевой функции) большинства самолетов можно принимать, например, их взлетную массу, а в качестве ограничений —— летно-технические характеристики, заданные ТТТ и ТЗ. При этом наилучшим вариантом общей схемы самолета будет вариант с наименьшей взлетной массой при прочих равных условиях.
ВЫБОР АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ СХЕМЫ САМОЛЕТА
Основные аэродинамические схемысамолетов
Под аэродинамической схемой самолета обычно понимают некоторую систему его несущих поверхностей. Эта система может характеризоваться как взаимным расположением несущих поверхностей, так и их относительными размерами и формами. В системе несущих поверхностей имеются главные поверхности (крылья), создающие основную долю аэродинамической подъемной силы, и вспомогательные поверхности (горизонтальное и вертикальное оперение), предназначенные для стабилизации самолета и управления его полетом.
В случае, когда главных несущих поверхностей несколько и они расположены по вертикали, такие системы называются поли- планными (в частности ——бипланными при наличии двух крыльев); если же в системе только одна главная несущая поверхность, то она образует монопланную схему.
В зависимости от расположения вспомогательных поверхностей относительно системы крыльев различают аэродинамические схемы:
—— «нормальную» схему, если горизонтальное оперение (стабилизатор) располагается сзади крыла;
——схему《уткш>, если горизонтальное оперение (дестабилизатор) располагается впереди крыла；
■— ^бесхвостку» или влетающее крыло», если аэродинами- ческая схема самолета состоит только из одной несущей поверхности.
Все эти три схемы должны обладать общими для них свойствами: балансироваться при различных значениях подъемной силы и сохранять устойчивое движение при определенном ее значении. Свойства управляемости (балансировки) и устойчивости являются основными при реализации любой аэродинамической схемы самолета. В связи с этим указанные выше три основные схемы называются балансировочными. Они могут быть образованы плоскими несущими поверхностями. При этом схема «бесхвостка» сможет балансироваться только на границе продольной статической устойчивости (нейтральной).
Использование «закрученных» несущих поверхностей позволяет рационально (при минимальных потерях аэродинамического качества) осуществить балансировку всех схем при условии их устойчивости.
Проведем анализ и сравнение всех трех аэродинамических (балансировочных) схем.
<Нормальная》 схема
На рис. 5.2 представлена балансировочная схема самолета с хвостовым горизонтальным оперением, где указаны силы, действующие на крыло и оперение, и суммарные силы в условиях балансировки самолета и в условиях ее нарушения при изменении угла атаки (например, при воздействии вертикального порыва ветра).
В_ условиях балансировки (тг — 0) равнодействующая аэродинамических сил Y всегда проходит через центр давления и центр тяжести одновременно, т. е.尤耳=хт. Равнодействующая же приращения аэродинамических сил от изменения угла атаки всегда проходит через свой центр давления, совпадающий с фокусом самолета, т. е.尤耳(Ла)=尤尸・
Тогда, в соответствии со схемой сил на рис. 5.2, для плоских крыла и оперения условия балансировки схемы можно представить уравнениями статики
У = nymg = 4р + 匕.о；(5.1)
~ У (/ — /・ бал) = Уцр (/ — W б. г. о) — У- о = 0, (5・2)
где Хд,бал —— координата центра давления при балансировке.- Изменения сил и моментов при изменении угла атаки а определяются соотношениями
Рис, 5.2» «Нормальная» балансировочная схема самолета с хвсютовым горизонтальным оперениемРис, 5.2» «Нормальная» балансировочная схема самолета с хвсютовым горизонтальным оперением4 С. М. Егер4 С. М. ЕгерАУ (Да) = ^nymg = ЛКкр (Ла) + ЛУГ, 0 (Ла)；(5.3)
Рис, 5.2» «Нормальная» балансировочная схема самолета с хвсютовым горизонтальным оперением
Рис, 5.2» «Нормальная» балансировочная схема самолета с хвсютовым горизонтальным оперением
4 С. М. Егер
4 С. М. Егер
97
a此=ay (Aa) (rT -犬戶)-
=(/ 一 小仪 г. о) АУкр (Aa)—厶.о АУ?, о (Aa),(5.4)
где АУг・о (А°0 берется с учетом скоса потока за крылом, т. е.
АУ г. о (Aa) = с^ г. о (1 一 £“)々г. oqSp. 0 Aa.
Из уравнения (5.2) следует, что при положительной подъемной силе крыла (Укр > 0) направление действия (знак) подъемной силы на оперении зависит от взаимного положения центра тяжести самолета (/) и фокуса самолета без горизонтального оперения (无尸6・г. о), Т*巳
V —— 4 6・ г・ о у/R R、
I F. О —оI Кр*(5。丿
Из (5.5) видно, что при Ккр > 0 Кг.о > 0, если хт > xF^ г. 0, и У г. о V °, если Хт V 无尸 б・ г. о*
С помощью соотношений (5.3) и (5.4) можно выразить фокус 犬戶 и степень продольной устойчивости самолета с горизонтальным оперением т? через такие же характеристики самолета без горизонтального оперения (х^ г 0 и m累 г 0):
(5.6)(5.7)(5.6)(5.7)总尸=尤戶6・г・о + А尤Fr. О；
(5.6)
(5.7)
(5.6)
(5.7)
z г б. г. о 戶 г.。，
гдегдеA尤尸г. оA尤尸г. о^г. octf г. о(^ — еа) ^г. О^Г. О. э孑“底。%.。(1一产)耳.。・^г. octf г. о(^ — еа) ^г. О^Г. О. э孑“底。%.。(1一产)耳.。・(5.8)(5.8)
где
где
A尤尸г. о
A尤尸г. о
^г. octf г. о(^ — еа) ^г. О^Г. О. э
孑“底。%.。(1一产)耳.。・
^г. octf г. о(^ — еа) ^г. О^Г. О. э
孑“底。%.。(1一产)耳.。・
(5.8)
(5.8)
Здесь вместо относительного плеча горизонтального оперения Ещ = 厶.，匕4 использовано относительное межфокусное расстояние £「. о.а ~ Lf« о.』Ьа， ГДВ Lf. da = ^'п о ^F6» г. о расстояние между фокусом оперения и фокусом самолета без горизонтального оперения.
Влияние скоса потока за крылом учитывается производной
(5・9)
где Kg =也сж 4р・ эф J +2J&3X
2 V ^кр. эф + 4/ir. о _V 发р. эф + 4L«. о. э + 4碌 о
X /1 + 〃 笈” э® + 4忌，。]1 .
\2]/厚。.9 +碌。丿「
/Кр.эФ ~ 〃0 + 6несж) — эффективный размах крыла (определение величины 6неСж дано в гл. 14);用「. о ——высота^оперения над крылом в потоке;'~
々сж € ｛々сж = 1 при М< 1 и ^сж = 0 при М^ 1|.
Из уравнения (5.2) следует, что
6% …=^г. о% г. о^г. (A. JCy кр，(5.10)
так как х, - xf6 г. 0 = т^б г о.
Исключив т^ г 0, можно получить выражение для степени продольной устойчивости самолета а оперением в форме:
где Су н с；——коэффициент подъемной силы и его производная по углу атаки для схемы в целом,
& = С? кр + 论г. оРу г. о^г. о；(5」2)
唠=%Кр + 々Г. О^Г. О (1 —产)Sr. О'(5.13)
Из выражения (5.11) следует, что для устойчивости балансировочной схемы (т：“ < 0)необходимо выполнить условие
% к" г. о (1 — £“) 一 Су г. °C； кр^= 0(5.14)
ИЛИ Сдкр/С” кр = «кр > %, о = %г. о/[% г. о (1 一 ® )]•
Это и есть известное в самолетостроении «правило продольного V》：угол атаки крыла (акр) должен быть больше угла атаки хвостового оперения аг<0. Это правило является критерием продольной статической устойчивости данной схемы.
Используя (5.10) и (5,12), можно записать:
СУ Кр ^су^ ~ т^б. г. о/ Lr. О. Э ) = Ctf (J — аб. г. 0)»(5.15)
Сд г. о = d ^б. г. <)/(% о*^г. о),(5.16)
ГМ 0(5. г. о = ^/б. г. о / ^г. о. э'
Выражение для балансировотаой поляры можно записать в виде _ c2
С% бал = % 6. f. о + ^г. oGo г.()Sr. ° + 必^ £ (1 + ①)，(5.17) где s =电 г. /2 (Ке —1) + %. г.。(1 +— 2Ке)], (5.18)
L\^г. оАр. о. э^г. О/.
ИЛИ (0 =Ь ^г. о。；г. о (1 一 £“) Sr. о ]卜(Кв — 1) +
+ j广^Ь 标.。乡 г. о (1 - £“) о] ( 1 + -2K j] •
L ьг. о. эJ \ 々r, oM. o・ a〉r・ о 〃
Рис. 5.3. Зависимость величины потерь на балансировку со самолета «нормальной» схемы от величины &б. г.о = =加九 Г.。/%. О. Э и от величи- ны коэффициента К8: К# > 1; < 1;
Очевидно, что минимальное значение сх бал будет при ①‘ =О, тогда, как отсутствие потерь на балансировку
@б. Г. О = 6；
СО = 0 при _2 (Kg — 1)
、б*1 一 2Ке + ^кр. э/(^г. Л*, о. э^г. о)
Зависимость со = / (аб, г. 0) представлена на рис. 5.3.
Анализ выражения (5.18) и рис. 5.3 показывает:
при К& >] (оперение близко расположено к крылу, т. е. малы величины Lr< ОвЭ и hr, 0) G&r.。< 0 или хт < xP6t г. 0, и тогда с”，о < 0 или балансировочная сила действует на ГО сверху вниз;
при 凡 < 1 (скорость полета дозвуковая, оперение удалено от крыла или скорость полета сверхзвуковая н К& = 0) аб. Гв 0 > 0 или %т > xF^ г. 0, и тогда ^乡网。> 0 или балансировочная сила действует на ГО снизу вверх;
при 凡 =1 ^б. г. о = 0 или & = %尸6,「.°, и тогда ^г.о = 0.
Указанные выше условия оптимальности зависят от режимов полета, и поэтому при выборе величины площади оперения 5г>0 необходим компромисс между требованиями устойчивости на основном режиме полета (min/n^y задается ТТТ)и условиями балансировки самолета при посадке (полностью выпущенная механизация крыла) или при взлете (двигатели работают при максимальной тяге и механизация крыла отклонена во взлетное положение).
Если исходить из того, что на основном крейсерском режиме полета выполняется условие 代基「° = 0 (① = 0), то относительную площадь горизонтального оперения Sr. 0 для дозвуковых самолетов можно определить по принципу 5Г. о = max {Sr. 0( крейс；院0. * 口 (условие захода на посадку)},
(5.20)
%. 0%г о(1 •—产)(4 о э + ^зО
(元尸2 一 元尸 6. г. о) А% мех — Му з. п(元尸2 一 元尸 6. г. о) А% мех — Му з. п°%.°4 …°%.°4 …I % г. о max I + % S. 口(1 —濟)工「•。I % г. о max I + % S. 口(1 —濟)工「•。(5.22)(5.22)
(元尸2 一 元尸 6. г. о) А% мех — Му з. п
(元尸2 一 元尸 6. г. о) А% мех — Му з. п
°%.°4 …
°%.°4 …
I % г. о max I + % S. 口(1 —濟)工「•。
I % г. о max I + % S. 口(1 —濟)工「•。
(5.22)
(5.22)
Здесь m^ — степень продольной статической устойчивости самолета на крейсерском режиме;元尸^ ——точка приложения прираще* ния подъемной силы при отклонении механизации крыла (元^ ^ q 0,65 ... 0,70); М，мех — приращение коэффициента подъемной силы при отклонении механизации крыла; %.口 一 коэффициент подъемной силы самолета при заходе на посадку (по НЛГ-2 矶口 = Q max нос/1,69)； Qг. ° max — МаКСИМЯЛЬНЫЙ Коэффициент подъемной силы горизонтального оперения.
Относительную площадь ГО для сверхзвуковых с а - м о л е т о в можно определить по тому же принципу (5.20), но при этом
q— А无尸 6. г. о°д кр
Г'°-КРеЙС=峭典 г.。(I-胤(4…一品 6. г. °)'
где А元尸 б«г.о ——сдвиг фокуса самолета без горизонтального оперения при переходе от дозвуковых скоростей к сверхзвуковым (А元尸б.г.о = 0,10 ... 0,25 в зависимости от формы крыла в плане).
Особенности взлетных режимов (момента подъема передней опоры шасси и отрыва) рассматриваются аналогично посадочным, но с учетом влияния тяги двигателей, создающей дополнительный продольный момент, требующий изменений в балансировке самолета в процессе взлета.
Во всех вариантах компоновки самолета нормальной схемы требуется соблюдение правила продольного V (5.14) или условия а кр或 о (1 — а кр*
Выполнение этих условий может быть обеспечено и путем использования средств автоматики в системе продольного управления.
Самолет схемы «утка»
В соответствии с рис. 5.4 условия балансировки самолета схемы «утка» с плоскими крылом и оперением можно записать в виде следующих уравнений для сил и моментов:
У =固mg = Укр + кг.о-九к；(5.23)
Ms = Y (*т — & бал)=
=%・ о厶г. о — Укр(X尸 б- г- о — -^т) Уск ("т ~' Хр ск), (5.24) а изменение сил и моментов при изменении угла атаки самолета — в виде следующих соотношений:
AY (Да) = А孔即g А^кр (Да) + Д^г. 0 (△«) — АУ^к (Аа); (5.25)
АМ? = AY (Да)(хт —喇=厶匕.° (Да) G.。—
一 АУкр (Аа) (к尸 б.г.о — /) — АУск (Аа) (/ —亏 ск)> (5.26) где Уск и АУск (Аа)——часть подъемной силы крыла, обусловленная скосом потока за передним ГО» и ее изменение вследствие из-
101
Рис. 5.4. Балансировочная схема самолета с передним горизонтальным оперением (схема «утка»)
менения угла атаки; xFcK — координата приложения этой части подъемной силы (фокус от скоса).
При дозвуковых скоростях полета часть подъемной силы крыла от скоса за оперением примерно равна и противоположно направлена подъемной силе на горизонтальном оперении (FCK ^ ——Fr#0), а при сверхзвуковых скоростях она практически равна нулю (Y(m ^ 0). Поэтому в общем случае можно получить:
^ск = ^сж^г. о，(5.27)
1 при MV0 гдес м с
°0 при 0.
Если ввести понятие эффективного плеча ГО Ln о.э, то направление (знак) подъемной силы на ГО при положительной подъемной силе на крыле (FKp > 0) будет зависеть от взаимного расположения центра масс самолета хт и фокуса самолета без горизонтального оперения xF^ ГвО, т. е.
^г. о =匕<1)(%戶 6・г о — Xj/G. о. э)(5.28)
№ Lr, о・ 3 =丄Г. о —耳JK (*Т — X尸 ск)*
Следует отметить очень важное обстоятельство: эффективное плечо ГО (£г, о,э) на дозвуковых скоростях полета (^сж — 1) равно расстоянию между фокусом ГО и фокусом крыла от скоса потока за оперением, и тогда £Гв0<3 < £г.о для большинства наиболее часто используемых форм крыла (треугольное и стреловидное); на сверхзвуковых скоростях полета (^сж = 0) £г, о> э л; ^ £г>0- Это обстоятельство может быть использовано при проектировании самолетов схемы《утка》с так называемым «близким расположением» ГО, когда оперение располагается практически в фокусе крыла от скоса и его эффективность на дозвуковых скоростях мала. При переходе к сверхзвуковым скоростям полета эффективность ГО возрастает (厶口о.? ^ 厶欢。》6)， что при соответствующей площади оперения 出,。может привести практически 102
к совпадению общего фокуса самолета (尤尸)на дозвуковых и сверхзвуковых скоростях.
Этот эффект использован на французском экспериментальном самолете «Грифон» и на шведском самолете SAAB-37 «Вигген».
Проявление эффекта близкорасположенного ГО имеет место, хотя и в меньшей степени, и для самолетов схемы《утка》с большим плечом ГО.
С помощью соотношений (5.25) и (5.26) можно получить выражение для фокуса и степени продольной устойчивости самолета схемы 《утка》через параметры его оперения. Так же, как и у самолета «нормальной» схемы,
元灯п с + ДХ„『с； ^ =爪:〃，с — А 土Р с，尸 Г б. г. о 1 f Г. О， Z* 6. Г.。尸 7. О'
НО здесьАх% 0 —=成 г. oSr. ОЬГ. о/с/кр・(5.29)
Воспользовавшись уравнением (5.24), имеем
5 Lс = 0.
г. О Г. О Г.О.Э Z б. г. о. у кр
Исключив /и；% г о, получим следующее выражение для степени продольной статической устойчивости всей системы：
dТX.о.э.%г：典”.丁咏％・。.(5.30)
% кр% кр
Из этого выражения следует, что для обеспечения продольной статической устойчивости данной схемы (/п? < 0)в условиях ее балансировки необходимо выполнить требование «правила продольного V》，обобщив его в следующем виде: для продольной статической устойчивости любых аэродинамических схем, состоящих из двух тандемно расположенных плоских поверхностей в условиях их балансировки (М& = 0), необходимо, чтобы угол атаки передней поверхности % был больше угла атаки задней несущей поверхности а2- Таким образом, для схемы《утка》это правило выражается соотношением аг>0 > акр, в то время как для нормальной схемы акр > аг. о.
При одинаковых относительных геометрических параметрах крыла и оперения (Сукр ^ ^г.о) и при соблюдении «правила продольного V》(аг. о > акр) горизонтальное оперение в схеме 《утка》должно быть более нагруженным в аэродинамическом отношении, и это предрасполагает к преждевременному (относительно крыла) срыву потока с оперения при увеличении его подъемной силы либо вследствие увеличения угла атаки от вертикального порыва ветра, либо вследствие управляющего воздействия для кабрирования самолета при маневрировании в плоскости продольного движения. Этот недостаток схемы «утка», известный как тенденция к «клевку», в особенности на взлетно-посадочных режи-
I Рис. 5.5. Возможные схемы переднего горизонтального оперения: а — «плавающий» дестабил изатор е серворулем; б —— фиксированный (переставной) дестабилизатор со свободным рулем высоты, снабженным сервокомпенсатором-триммером; в ——дестабилизатор с автоматической системой управления; / — флюгирующий стабилизатор; 2 —— серворуль； 3 —— дестабилизатор； 4 —— свободный руль высоты;
6 — сервокомпенсатор; 6 — автобустер
мах, привел к тому, что эта схема, широко применявшаяся в начале развития авиации, впоследствии практически не использовалась.
Устрайить этот недостаток можно либо подбором геометрии ГО (например, с тем, чтобы Хг. 0《 %кр для уменьшения СуГ.о у дозвуковых самолетов), либо механизацией или автоматизацией функционирования ГО. Примером механизации функционирования переднего ГО может служить флюгирующий («плавающий») дестабилизатор с серворулем, у которого %, о ^ 0 при %. ° > О (рис. 5.5, а), либо фиксированный (переставной) дестабилизатор со свободным рулем высоты, снабженным сервокомпенсатором- триммером (триммером-флетнером), у которого также 若「.。冗。 прн %.。>0.
Схема механизированного переднего ГО, показанная на рис. 5, а, может быть применена на сверхзвуковом самолете для уменьшения потерь аэродинамического качества от балансировки устойчивого самолета, так как основными органами продольного управления такого самолета могут быть элевоны. С этой целью при переходе к сверхзвуковому полету флюгирующий дестабилизатор фиксируется с помощью специальных устройств (типа замков), вследствие чего общий фокус схемы на сверхзвуковых скоростях остается примерно равным фокусу самолета на дозвуковых скоростях, т. е. компенсируется сдвиг фокуса крыла (самолета без оперения) назад при переходе к сверхзвуковым скоростям, так как при фиксированном стабилизаторе 若八0 > 0."
Во взлетно-посадочной конфигурации такое ГО позволяет использовать элевоны частично и как закрылки (зависящие элевоны) с целью улучшения взлетно-посадочных характеристик самолета (увеличения с^3, п и су отр). Однако возможности такого оперения невелики вследствие ограниченности его размеров SaecT и 〃,()， определяемых сдвигом фокуса самолета без оперения (крыла) от сжимаемости воздуха. Размер 5дест определяется из условия выбора величины
о = "дест = Здест (4. о 一 XF ск)=厶犬尸 б. г. о. сж- (5.31)
Например, при Lr.o = 1,0; 5дест = 0,1 и xF ск ^ —0,2 получаем 24r. о = 0,12. 7
Величины А兄F6・r・o・cH( — сдвига фокуса крыла от сжимаемости и 兄尸 ск ——фокуса от скоса могут лежать в следующих пределах:
А元f б* г. о. сж ^ 0,10 ... 0,15j Хр ск 2 0 • • • 0,25.
Вследствие малости Лг,0 прирост подъемной силы на режиме взлета—посадки при отклонении элевонов как закрылков невелик, и порядок этого прироста можно оценить по приближенной формуле
А@ мех Q 0,8q г. о тах^дест^г. о・ э/("尸2 — *F б» г. о)» (5.32) где 兄戶2 — фокус крыла по отклонению элевонов (например, при 兄戶2 ^ °，^5； 兄F6.r・o ^ 0,33； Су г# 0 таХ ^ 1,0； Здест = °」； Zr.0.9 = Zr.。+ “ск ^ 0,8 получим А@мех ~ 0,2).
Увеличить площадь переднего оперения сверх размеров, определенных соотношением (5.31), невозможно. При большей площади Здест на сверхзвуковых скоростях полета (при фиксированном дестабилизаторе) самолет станет неустойчивым. Поэтому общие характеристики самолета схемы《утка》в варианте, показанном на рис. 5.5, а, незначительно отличаются от характеристик самолета схемы «бесхвостка».
Схема механизированного оперения, приведенная на рис. 5.5, 6, значительно улучшает характеристики самолета схемы «утка». Дестабилизирующая часть площади такого оперения 5дест определяется теми же соображениями, что и для предыдущей схемы. Однако общая площадь такого оперения значительно больше, чем в первом случае, так как она включает и площадь свободного руля высоты, которая может быть равна или даже больше площади дестабилизирующей части оперения. Прирост подъемной силы самолета с таким оперением на режимах взлета—посадки будет значительно больше (примерно в 2 раза) за счет большего момента от оперения и соответствующего ему большего отклонения элевонов как закрылков. Такую оценку можно получить по формуле (5.32), в которую вместо величины 5дест нужно подставить 5Г. 0 ~ =5дест + 5Р.В. Теоретически величина 5Р<В неограниченна. При любой площади руля высоты 5Р. в может быть подобран такой коэффициент сервокомпенсации ^ск» что на дозвуковых скоростях ГО будет нмечъ 虑г. о = 0. Определить его можно по формуле
где тш. р. в — коэффициент шарнирного момента руля высоты; S ——угол отклонение руля высоты; т — угол отклонения сервокомпенсатора.
Преимущество такого оперения состоит еще и в том, что в нем не требуется фиксировать свободный руль при переходе на сверхзвуковые скорости, так как действие его постепенно^ по мере сжимаемости воздуха, уменьшается и на сверхзвуковых скоростях практически пропадает (влияние руля не передается вперед по сверхзвуковому потоку на дестабилизатор, а эффективность сервокомпенсатора /Пщ. р, в становится при этом практически равной нулю). Таким образом, фокус самолета остается практически постоянным во всем диапазоне чисел М полета (1 > М > 1), что значительно облегчает балансировку самолета в крейсерском полете с помощью элевонов при минимальных потерях аэродинамического качества. '
Кардинально все вопросы устойчивости и балансировки самолета схемы《утка》решаются при использовании средств автоматики в управлении дестабилизатором, как это показано на рис. 5.5, & Самый простой и очевидный закон управления таким дестабилизатором будет иметь вид
△фдест = % Аа,
где Лфдест и Да — изменение угла отклонения дестабилизатора и угла атаки соответственно, а 府一статический коэффициент усиления автомата. Для обеспечения с^г, о = 0 для дозвуковых скоростей коэффициент усиления может быть определен по формуле
红 н —с；г. о/с： г. о*
При изменении числа М полета 瓦 может программироваться так, что нейтральная центровка (приведенный фокус) самолета будет сохраняться постоянной или изменяться в соответствии с изменением центровки самолета при расходовании топлива и грузов.
В данной схеме функционально не накладывается каких-либо ограничений на размеры оперения, и поэтому могут быть реализо- ваны хорошие взлетно-посадочные характеристики самолета. Основным препятствием в использовании оперения данной схемы является проблема обеспечения гарантированной надежности (безотказности) средств автоматики.
Использование аэродинамической схемы «утка》с «жестким» горизонтальным оперением наиболее вероятно для маневренных самолетов со сверхзвуковыми скоростями полета в вариантах с близко- и среднерасположенным оперением. Шведский самолет SAAB-37 «Вигген» использует полезный эффект близкорасположенного оперения (компенсацию сдвига фокуса от сжимаемости воздуха) и достаточную эффективность ГО на режимах взлета и посадки, усиленную сдувом пограничного слоя и супер циркуляцией.
Минимальное индуктивное сопротивление самолета схемы «утка》с учетом его балансировки при дозвуковых скоростях полета получается при неустойчивом самолете без ГО (а следова- 106
тельно, и с ГО, если не применяется автоматическая система устой- , \ чивости). При сверхзвуковых скоро-、 стях минимальное балансировочное индуктивное сопротивление получается только у самолета при ней-— тральной устойчивости без ГО. Повышение устойчивости схемы приво-】тельно, и с ГО, если не применяется автоматическая система устой- , \ чивости). При сверхзвуковых скоро-、 стях минимальное балансировочное индуктивное сопротивление получается только у самолета при ней-— тральной устойчивости без ГО. Повышение устойчивости схемы приво-】瓦S&?瓦S&?Рис. 5.6. Зависимость величины потерь на балансировку <о самолета схемы «утка» от вели- чины Зб.г.о = тггб.г.оМг.о.э: —.—далекорасположеииое ГО; близкорасположенное ГО;М > 1Рис. 5.6. Зависимость величины потерь на балансировку <о самолета схемы «утка» от вели- чины Зб.г.о = тггб.г.оМг.о.э: —.—далекорасположеииое ГО; близкорасположенное ГО;М > 1дит к увеличениюдит к увеличениюее индуктивногоее индуктивногосопротивления с учетом балансировки (рис. 5.6). Следует иметь дозвуковых ско-сопротивления с учетом балансировки (рис. 5.6). Следует иметь дозвуковых ско-в виду, что при _ ростях полета потери на балансировку (при аб. г. о = const < 0) у схем с близкорасположенным ГО меньше, чем у схем с далекорасположенным ГО; при сверхзвуковых скоростях потери у обоих вариантов примерно одинаковы. Если же эти схемы рас-в виду, что при _ ростях полета потери на балансировку (при аб. г. о = const < 0) у схем с близкорасположенным ГО меньше, чем у схем с далекорасположенным ГО; при сверхзвуковых скоростях потери у обоих вариантов примерно одинаковы. Если же эти схемы рас-сматривать при /п；%「° = const, то меньшие потери на балансировку будут у схем самолетов с большим плечом оперения.Оценку изменения отвала поляры или величины /Стах от балансировки можно сделать по коэффициенту, определенному посматривать при /п；%「° = const, то меньшие потери на балансировку будут у схем самолетов с большим плечом оперения.Оценку изменения отвала поляры или величины /Стах от балансировки можно сделать по коэффициенту, определенному поформуле^бал = @6・ г. о [°6・ г. о ^~формуле^бал = @6・ г. о [°6・ г. о ^~\ЛГ. о, Аг. 0/ J\ЛГ. о, Аг. 0/ Jгде兄叩=粤где兄叩=粤丿 /кр. э + 4忌、о丿 /кр. э + 4忌、о1 —1 —2L「. о. э2L「. о. э/4P. э + 4L±. о. з + 4Лг. о/4P. э + 4L±. о. з + 4Лг. оXX(5.34)(5.34)и Ктои Кто=%求=%求2L「. о. э2L「. о. э2/ &р・ в + 4牍.о _2/ &р・ в + 4牍.о _丿^кр. в + 4L*. о. 9 + 4碌 о丿^кр. в + 4L*. о. 9 + 4碌 оXX\2片汉。.宀Го\2片汉。.宀Го(5.35)(5.35)
тельно, и с ГО, если не применяется автоматическая система устой- , \ чивости). При сверхзвуковых скоро-、 стях минимальное балансировочное индуктивное сопротивление получается только у самолета при ней-— тральной устойчивости без ГО. Повышение устойчивости схемы приво-】
тельно, и с ГО, если не применяется автоматическая система устой- , \ чивости). При сверхзвуковых скоро-、 стях минимальное балансировочное индуктивное сопротивление получается только у самолета при ней-— тральной устойчивости без ГО. Повышение устойчивости схемы приво-】
瓦S&?
瓦S&?
Рис. 5.6. Зависимость величины потерь на балансировку <о самолета схемы «утка» от вели- чины Зб.г.о = тггб.г.оМг.о.э: —.—далекорасположеииое ГО; близкорасположенное ГО;
М > 1
Рис. 5.6. Зависимость величины потерь на балансировку <о самолета схемы «утка» от вели- чины Зб.г.о = тггб.г.оМг.о.э: —.—далекорасположеииое ГО; близкорасположенное ГО;
М > 1
дит к увеличению
дит к увеличению
ее индуктивного
ее индуктивного
сопротивления с учетом балансировки (рис. 5.6). Следует иметь дозвуковых ско-
сопротивления с учетом балансировки (рис. 5.6). Следует иметь дозвуковых ско-
в виду, что при _ ростях полета потери на балансировку (при аб. г. о = const < 0) у схем с близкорасположенным ГО меньше, чем у схем с далекорасположенным ГО; при сверхзвуковых скоростях потери у обоих вариантов примерно одинаковы. Если же эти схемы рас-
в виду, что при _ ростях полета потери на балансировку (при аб. г. о = const < 0) у схем с близкорасположенным ГО меньше, чем у схем с далекорасположенным ГО; при сверхзвуковых скоростях потери у обоих вариантов примерно одинаковы. Если же эти схемы рас-
сматривать при /п；%「° = const, то меньшие потери на балансировку будут у схем самолетов с большим плечом оперения.
Оценку изменения отвала поляры или величины /Стах от балансировки можно сделать по коэффициенту, определенному по
сматривать при /п；%「° = const, то меньшие потери на балансировку будут у схем самолетов с большим плечом оперения.
Оценку изменения отвала поляры или величины /Стах от балансировки можно сделать по коэффициенту, определенному по
формуле
^бал = @6・ г. о [°6・ г. о ^~
формуле
^бал = @6・ г. о [°6・ г. о ^~
\ЛГ. о, Аг. 0/ J
\ЛГ. о, Аг. 0/ J
где兄叩=粤
где兄叩=粤
丿 /кр. э + 4忌、о
丿 /кр. э + 4忌、о
1 —
1 —
2L「. о. э
2L「. о. э
/4P. э + 4L±. о. з + 4Лг. о
/4P. э + 4L±. о. з + 4Лг. о
X
X
(5.34)
(5.34)
и Кто
и Кто
=%求
=%求
2L「. о. э
2L「. о. э
2/ &р・ в + 4牍.о _
2/ &р・ в + 4牍.о _
丿^кр. в + 4L*. о. 9 + 4碌 о
丿^кр. в + 4L*. о. 9 + 4碌 о
X
X
\2片汉。.宀Го
\2片汉。.宀Го
(5.35)
(5.35)
v / 1 I 丿 /尿 9 + 隔 0 \ 1\十21/d.。一 +髙丿」
Для сохранения высокого аэродинамического балансировочного качества самолетов схемы《утка》необходимо применять крутку крыла.
524. Самолет схемы «бесхвостка»
На рис. 5.7 представлена балансировочная схема самолета «бесхвостка» с «плоским» крылом, в соответствии с которой можно записать уравнения равновесия
Y = nymg = YK^Ya3(5.36)
и Mz = Y (*т — /)= Yкр (хч 一 喇一^эв^эв —。，(5.37)
где £эВ == %尸2 — %т — плечо элевонов.
Риа. 5.7. Балансировочная схема самолета «бесхвостка» с «плоским» крылом
При изменении угла атаки силы и моменты изменятся в соответствии с соотношениями
AY (Да) = \nymg = ЛКкр (Ла);(5.38)
АМ? (Аа) = ЛК (Да) (хт -明=А儿卩(Аа) (хт 二丐).(5.39)
Если перейти к безразмерным аэродинамическим коэффициентам, то из (5.38) и (5.39) можно получить выражение для степени продольной статической устойчивости схемы «бесхвостка»
m："=微=£T-%・(5.40)
Из условий балансировки (5.36) и (5.37) при заданной подъемной силе самолета Y = nymg можно определить балансировочную силу от элевонов
兀в 二)
4В + (Хт -号)
ИЛИ Су эв = %加//「зв.э,(5.41)
где £вВ.э =元尸2 —元f — относительное расстояние от фокуса самолета по углу атаки до фокуса самолета по углу отклонения элевонов.
Из (5.41) видно, что при 心 < 0 или при хт < xF, суэъ < 0 и Ybb < 0, т. е. при балансировке устойчивого самолета подъемная сила от элевонов будет направлена вниз. Потери подъемной силы (Кв < 0) при балансировке устойчивого самолета схемы «бес- хвостка» связаны с явлением «просадки» самолета при выравнивании самолета на посадке или при выводе из пикирования, а также с потерей максимального аэродинамического качества.
Эти потери на балансировку можно характеризовать величиной
с«бал2а(1 —G),(5.42)
где G 二制工g 9.
108
Тогда изменение максимального аэродинамического качества по запасу устойчивости самолета будет х ар актер из ов аться зависимостью вида
“ = Ктахба” 何= 1 1 (5.43) Атах бал ^тах (°) 厶 一 23 (1 - 3) 1 卜
Для уменьшения потерь на балансировку необходимо применять крутку крыла, на которой обеспечивается тг0 > 0 и на крейсерском режиме полета не требуется отклонять элевоны. Крутку крыла по величине /п20 можно определить из условия балансировки
77120 H—Ш2^укреЙс (5.44)
С целью уменьшения разбежки фокуса самолета по числу М полета и уменьшения балансировочного сопротивления наряду с круткой крыла применяются передние наплывы. Работа таких наплывов по характеру своему сходна с работой близкорасположенного переднего оперения у самолета схемы «утка», установленного в фокусе от скоса. Для определения величины переднего наплыва с целью компенсации сдвига фокуса крыла от сжимаемости воздуха можно воспользоваться следующей эмпирической формулой:
tg^HFtg 庙JU；：；T' (545) \ k KZn. «tgXn.K /
где Хп.н — угол стреловидности по передней кромке наплыва; %ак—угол стреловидности по передней кромке базового крыла; Хб. к — удлинение базового крыла;元尸亂^ ——фокус базового крыла на дозвуковой скорости; 2ц.н = 2гп. н// — относительный размах координаты наплыва (точки излома передней кромки крыла), 2ц.н = 0,3 …0,4.
Для улучшения взлетно-посадочных характеристик на самолетах схемы «бесхвостка» принимается иногда моментная механизация (для создания кабрирующего момента) в виде выдвижного переднего оперения, выполненного как многощелевое крыло и устанавливаемого в выдвинутом положении на большой угол атаки, близкий к критическому, при котором с^г. о = const (短八。^ ^ 0). Это, как и у схемы «утка» с плавающим оперением 储「.。^ 0), позволяет несколько отклонить элевоны, как закрылки, и получить дополнительный прирост подъемной силы. Однако целесообразность такого конструктивного мероприятия должна быть доказана на основе технико-экономических оценок, так как дополнительная масса и сопротивление от установки такого убирающегося оперения могут оказаться столь значительными, что целесообразнее окажется пойти на незначительное увеличение площади крыла.
525* Дополнительные соображенияпо выбору схемы
При выборе одной из трех аэродинамических балансировочных схем следует иметь в виду, что из-за затруднения в получении больших значений А@мех (особенно у самолетов схемы «бесхвост- ка》) самолеты схемы《бесхвостка» и схемы《утка» при взлете и посадке вынуждены выходить на большие углы атаки а. Конструктивно это делает невозможным (или затруднительным) применение на таких самолетах стреловидных крыльев большого и среднего удлинения, так как применение таких крыльев и больших углов атаки связано с очень большой высотой опор шасси.
Вследствие этого для скоростных самолетов в схемах《утка» и «бесхвостка» могут использоваться только крылья малого удлинения треугольной, готической, оживальной или серповидной формы в плане. Из-за малого удлинения такие крылья имеют малое аэродинамическое качество на дозвуковых режимах полета.
Эти соображения определяют целесообразность использования схем《утка》и «бесхвостка» для самолетов, у которых основным режимом полета является полет на сверхзвуковой скорости. И естественно, что «нормальная» схема наиболее целесообразна для дозвуковых самолетов или самолетов, у которых режим полета на дозвуковой скорости преобладает над режимами сверхзвукового полета.
ВЫБОР СХЕМЫ САМОЛЕТА ПО ОТДЕЛЬНЫМЕЕ ПРИЗНАКАМ
Выбор аэродинамической балансировочной схемы производится одновременно с выбором схемы самолета по ее отдельным признакам. В первую очередь выбирается форма крыла в плане, размеры оперения и его размещение на самолете. Материалы для этого выбора даны в гл. 8, 14 и 17.
Затем выбирается схема шасси и размещение шасси на самолете. Материалы для этого даны в гл. 19.
В той части аэродинамического сопротивления самолета, которое называется сопротивлением интерференции и обусловлено взаимным влиянием частей самолета друг на друга, наиболее значительную долю составляет интерференция между крылом и фюзеляжем.
Наименьшим сопротивлением интерференции обладает средне- план. Большинство военных самолетов имеют схему среднеплана, если только средняя часть крыла — центрсплан — не мешает либо грузовому отсеку в фюзеляже, либо воздушным каналам» идущим от носа самолета к двигателям, размещенным в хвостовой части фюзеляжа.
У пассажирских и транспортных самолетов эта схема практически не применяется, так как центроплан, проходя в середине по
Рис. 5.8. Поляры самолетов при различном положении крыла по высоте фюзеляжаРис. 5.8. Поляры самолетов при различном положении крыла по высоте фюзеляжа
Рис. 5.8. Поляры самолетов при различном положении крыла по высоте фюзеляжа
Рис. 5.8. Поляры самолетов при различном положении крыла по высоте фюзеляжа
фюзеляжа, мешает созданию единой пассажирской или грузовой кабины. В недавно появившихся широкофюзеляжных пассажирских самолетах с диаметром фюзеляжа более 5 м возникает возможность поднятия крыл а вверх так, чтобы между верхней по- верхностью центроплана и верх- ним обводом фюзеляжа было не менее 3,5 м.
Почти такими же характеристиками интерференции, как сред- неплан, обладает и самолет-высокоплан (рис. 5.8). Схема высокоплана обладает следующими компоновочными и конструктивными
недостатками:
——шасси невозможно разместить на крыле, либо (на небольших самолетах) основные опоры шасси получаются высокими и тяжелыми. В этом случае шасси размещается, как правило, на фюзеляже, нагружая его большими сосредоточенными силами. Эти силы вместе с нагрузками, возникающими при герметизации
фюзеляжа, значительно понижают живучесть его конструкции, уменьшая и срок службы;
— при аварийной посадке крыло (особенно если на нем установлены двигатели) стремится раздавить фюзеляж и грузовую или пассажирскую кабину, находящиеся в нем. Для устранения такой возможности приходится усиливать конструкцию фюзеляжа
в районе крыла и значительно утяжелять ее;
—при аварийной посадке на воду фюзеляж уходит под поверхность воды, затрудняя тем самым аварийную эвакуацию пасса
жиров.
Наряду с этим самолеты с верхним расположением крыла имеют большое достоинство — малую высоту от низа фюзеляжа до земли. Это обстоятельство заставляет все существующие военнотранспортные самолеты делать по схеме высокоплана. При этом обеспечивается возможность легкой и быстрой погрузки в самолет и выгрузки из самолета боевой техники, грузов и людей по трапу или по рампе, встроенной в нижнюю часть фюзеляжа сзади или
спереди.
Наибольшее сопротивление интерференции имеет низкоплан. На рис. 5.8 показано, что установка в местах сочленения крыла с фюзеляжем зализов позволяет существенно уменьшить это сопротивление.
Достоинство низкорасположенного крыла заключается в воз- можностиГразмещения на нем шасси и в обеспечении большей безо-
пасности самолета при аварийной посадке. Недостатками схемы «низкоплан» являютс任затруднения (из-за близости крыла к земле) в размещении под крылом установок турбореактивных двигателей и на крыле установок турбовинтовых двигателей и необходимость в связи с этим делать у крыла положительное «поперечное V》, требующее на современных самолетах введения автоматики в управление по курсу и крену.
Подобным образом рассматриваются и другие признаки схемы самолета, например при выборе схемы по особенностям фюзеляжа (выбор формы его поперечного сечения, длины его носовой и хвостовой частей и т. п.), о чем дальше говорится в гл. 15.
ВЫБОР ТИПА И ЧИСЛА ДВИГАТЕЛЕЙДЛЯ ПРОЕКТИРУЕМОГО САМОЛЕТА
Типы двигателей
Для силовой установки современных самолетов применяются следующие типы двигателей: воздушно-реактивные двигатели (ВРД), поршневые двигатели (ПД) и жидкостно-ракетные двигатели (ЖРД)- Воздушно-реактивные двигатели, в свою очередь, делятся на газотурбинные (ГТД) и прямоточные (ПВРД).
Наибольшее распространение в авиации в настоящее время имеют ГТД. К этому классу авиационных двигателей относятся:
турбореактивные двигатели (ТРД);
турбореактивные двигатели с форсажной камерой (ТРДФ);
двухконтурные турбореактивные двигатели (ТРДД);
двухконтурные турбореактивные двигатели с форсажной камерой (ТРДДФ);
турбовинтовые двигатели (ТВД);
Поршневые двигатели сейчас у ст ан ав лив аются только на очень легкие самолеты.
Жидкостно-ракетные двигатели (ЖРД) применяются на экспериментальных самолетах.
Прямоточные воздушно-реактивные двигатели (ПВРД), очевидно, найдут применение на гиперзвуковых самолетах.
Простота газотурбинного двигателя, основанного на использовании лишь вращательного движения, обеспечивает ему высокую надежность и большой межремонтный ресурс. Современные ГТД на порядок и более превосходят по мощности и межремонтному ресурсу поршневые двигатели. Все это и привело к тому, что ГТД стали основными двигателями в авиации.
Двигатели для дозвуковых самолетов
Традиционным типом двигателя для дозвуковых самолетов является, как известно, поршневой. В настоящее время выпускаются только маломощные поршневые двигатели, и уст ан ав л ив аются они на очень легких самолетах: туристических, спортивных, сельско- 112
хозяйственных и т. д. Маломощный ПД все еще превосходит маломощные ГТД по удельному расходу топлива, но это преимущество постепенно уменьшается, и ПД стал заменяться другими типами двигателей (ТВД и ТРДД) и на легких самолетах.
Турбовинтовой двигатель (ТВД) до последнего времени находил в авиации все меньшее применение, так как при больших скоростях полета этот двигатель имеет недостаточную удельную мощность и создает повышенный уровень шума и вибраций на самолете. Однако существенно меньший удельный расход топлива, чем у ТРДД (примерно в 1,5 раза), в условиях резко возрастающей цены углеводородного топлива (керосина) заставляет вновь рассматривать возможность использования ТВД на дозвуковых самолетах со скоростями полета, соответствующими М = 0,75 ... 0,80. При этом рассматриваются различные варианты ТВД с многолопастными винтами типа вентиляторных.
Наиболее перспективным для силовой установки дозвуковых самолетов является двухконтурный турбореактивный двигатель. Современный ТРДД развивает тяговую мощность на 1 кг массы двигателя в 3 ... 5 раз больше, чем ПД. Это преимущество становится особенно важным, если учесть тот факт, что потребная мощность силовой установки возросла более чем в 20 раз по сравнению с самолетами конца 40-х годов, когда была достигнута предельная мощность ПД.
Удельный расход топлива (расход топлива на 1 даН тяги в час) является важнейшей характеристикой любого авиационного двигателя. Например, для пассажирских самолетов себестоимость перевозок в значительной степени определяется расходом топлива, так как в величине затрат на эксплуатацию самолета в течение одного летного часа затраты на топливо составляют 50 ... 65 %.
Стремление уменьшить удельный расход топлива для крейсерского полета дозвукового самолета послужило главной причиной появления двухконтурного двигателя. Степенью двухконтурности двигателя называется отношение расхода воздуха через второй контур к расходу воздуха через первый (внутренний) контур.
На величину удельного расхода топлива в крейсерском полете оказывает влияние и такой параметр самолета, как тяговооружен- ность. При недостаточной тяговооруженности самолета необходимая для горизонтального полета тяга обеспечивается лишь при частоте вращения ротора, превышающей частоту вращения на крейсерском режиме, что и приводит к увеличению удельного расхода топлива (рис. 5：9).
ТРДД первого поколения были разработаны на базе существовавших ТРД и имели сравнительно небольшую степень двухконтурности т = 0,6 ... 1,2. Современные ТРДД характеризуются более высокой степенью двухконтурности /и = 3 ... 6. На ряс. 5.10 показано влияние степени двухконтурности ТРДД на удельный расход топлива.
=0,85):
Fpeflc-- частота вращения ротора при крейсерском режиме;门ном— частота враще- иия ПРИ номинальном режиме； п^ах 一максимальная частота вращения
Рис. 5.10. Влияние степени двухконтурности ТРДД на удельный расход топлива при взлете и в крейсерском полете на высоте И = 11 км
Удельный расход топлива, естественно, зависит не только от степени двухконтурности ТРДД. На него определенное влияние оказывают и такие параметры двигателя, как степень повышения
давления в компрессоре и температура газа перед турбиной.
По величине стартовой тяги современные ТРДД для дозвуко
Рис. 5.11. Влияние степени двухконтурности ТРДД на максимальный диаметр двигателя (по вентилятору)Рис. 5.11. Влияние степени двухконтурности ТРДД на максимальный диаметр двигателя (по вентилятору)вых самолетов делятся на шесть классов — от класса тяги 尸о с 《1150 даН до класса 尸。—18 400 ... 36 500 даН (самые большие ТРДД). Из существующих в настоящее время самых маленьких ТРДД можно назвать, например, ТРДД WR19-3 фирмы «Уильямс Рисерч» (США), стартовая тяга которого Ро = 260 даН (двигатель установлен на самолете «Фоксджет»). Наибольшую стартовую тягу имеют современные ТРДД фирмы «Роллс-Ройс» RB.211-524 G (尸о = 25 500 даН) и ТРДД фирмы «Дженерал Электрик» GF 6-55 (尸о — 26 000 даН). Оба двигателя устанавливаются на самолете Боинг-747.
Рис. 5.11. Влияние степени двухконтурности ТРДД на максимальный диаметр двигателя (по вентилятору)
Рис. 5.11. Влияние степени двухконтурности ТРДД на максимальный диаметр двигателя (по вентилятору)
Основными габаритными разме- рами авиационного двигателя являются длина и максимальный диаметр, причем диаметр двигателя является наиболее важным размером, определяющим возможность компоновки двигателя на самолете. При
прочих равных условиях всегда отдается предпочтение, естественно, двигателю с меньшими габаритными размерами.
Диаметр ТРДД зависит главным образом от величины стартовой тяги и степени двухконтурности. В первом приближении диаметр ТРДД можно определить по графической зависимости, показанной на рис. 5.11.
Дальнейшее развитие авиационных двигателей для дозвуковых самолетов будет направлено главным образом на снижение удельного расхода топлива, уменьшение затрат на эксплуатацию двигателя и снижение уровня шума и дымления.
Двигатели для сверхзвуковых самолетов
Сверхзвуковые самолеты можно разделить на два типа: самолеты, совершающие значительную часть крейсерского полета на большой дозвуковой скорости (истребители различного назначения и др.) и самолеты, крейсерский полет которых выполняется в основном на сверхзвуковой скорости (СПС и др.).
Для первого типа сверхзвуковых самолетов наибольшее применение в настоящее время имеет двухконтурный двигатель с форсажной камерой (ТРДД①).
Как и ТРДД целесообразно применять ТРДДФ на больших дозвуковых скоростях. Для достижения сверхзвуковой скорости полета (вплоть до соответствующей числу т q 2,5) необходимо значительное увеличение тяги двигателя, что достигается включением форсажной камеры. При этом тяга возрастает на 30 ... 50 %, однако удельный расход топлива увеличивается в 2,0 ... 2,5 раза. Другими словами, большую дальность полета на сверхзвуковой скорости получить трудно.
В отличие от современных дозвуковых ТРДД сверхзвуковые ТРДДФ имеют сравнительно небольшую степень двухконтурности М = 0,5 ... 1,3. Для лучшей экономичности (снижения удельного расхода топлива) на дозвуковом полете и для ТРДДФ желательна большая степень двухконтурности. Однако уменьшение удельной тяги двигателя с ростом степени двухконтурности приводит к увеличению его диаметра, что вызывает значительный рост лобового сопротивления силовой установки на трансзвуковых и сверхзвуковых скоростях полета (см. гл. 16).
Стартовая тяга и удельный расход топлива сверхзвуковых ТРДДФ для современных многоцелевых самолетов располагаются в следующем диапазоне значений:
Роф = 3000 ... 15 000 даН — полный форсаж;
尸о = 2000 ... 10 000 даН — без форсажа;
СрОф = 2,1 ... 2,8 кг/даН-ч — полный форсаж;
@0 = 0,55 ... 0,9 кг/даН• ч — без форсажа.
Указанным, значениям тяги соответствует диаметр ТРДДФ Ддв = 0,5 ... 1,5 м .
Для длительного полета на сверхзвуковом режиме существуют два диапазона скоростей: диапазон скоростей, соответствующих числу М ^ 2, преимущество которого состоит в том, 4то планер самолета может иметь конструкцию из обычных алюминиевых сплавов, и диапазон скоростей, соответствующих числу М а? 3, который хотя и создает определенные проблемы, но позволяет получить более высокую эффективность полета.
Для первого диапазона скоростей используются как ТРДФ, так и ТРДДФ. Отсутствие существенного различия в характеристиках одноконтурного и двухконтурного двигателей на сверхзвуковых скоростях объясняется тем, что при увеличении степени двухконтурности от 0 до 0,5 удельный расход топлива уменьшается незначительно (примерно на 1 %). Дальнейшее увеличение степени двухконтурности ухудшает характеристики силовой установки.
Для диапазона крейсерских скоростей полета, соответствующих числу М 3, лучшим двигателем является ТРДФ с невысокой степенью повышения давления в компрессоре Лк = 3 ... 4 (при числе М > 3,5 компрессор вообще становится практически не нужным).
Двигатели для гиперзвуковыхсамолетов
Применение газотурбинных двигателей для самолетных силовых установок ограничивается числом М 3,5. Для полета на больших скоростях лучшей экономичностью будет обладать ПВРД с дозвуковым сгоранием (М < 6) и ПВРД со сверхзвуковым сгоранием (М > 6).
Экономичность двигателя в первом приближении можно оценить по величине его удельного импульса по топливу 人(так как сР = 3600//, кг/даН-ч). Зависимость величины /т от числа М полета для авиационных двигателей показана на рис. 5.12.
Жидкостные реактивные двигатели (ЖРД), работающие на химическом топливе, достигли сейчас такого уровня развития, когда дальнейшее увеличение удельного импульса становится все более медленным и дорогостоящим. К тому же удельный импульс ЖРД остается недостаточным для установки его на гиперзвуковом самолете с более или менее длительным полетом.
Следует заметить, что, несмотря на возрастание удельного расхода топлива на сверхзвуковых скоростях, полный КПД воздушно- реактивного двигателя значительно увеличивается. Полный КПД двигателя, как известно, учитывает все потери в процессе преобразования энергии топлива в полезную тяговую работу. Для углеводородного топлива (керосина) выражение полного КПД воздушно-реактивного двигателя можно записать в виде
(5.46)(5.46)т]п — 0,00082V7cp
(5.46)
(5.46)
Рис. 5.12. Зависимость удельного импульса по топливу /т от числа М полета для различных типов двигателей, работающих на керосине (/;2; 3) и водороде (/а; 2а; За):/, /а — ГТД; 2, 2а — ПВРД с дозвуковым сгоранием; 3, За — ПВРД со сверхзвуковым сгораниемРис. 5.12. Зависимость удельного импульса по топливу /т от числа М полета для различных типов двигателей, работающих на керосине (/;2; 3) и водороде (/а; 2а; За):/, /а — ГТД; 2, 2а — ПВРД с дозвуковым сгоранием; 3, За — ПВРД со сверхзвуковым сгоранием
Рис. 5.12. Зависимость удельного импульса по топливу /т от числа М полета для различных типов двигателей, работающих на керосине (/;
2; 3) и водороде (/а; 2а; За):
/, /а — ГТД; 2, 2а — ПВРД с дозвуковым сгоранием; 3, За — ПВРД со сверхзвуковым сгоранием
Рис. 5.12. Зависимость удельного импульса по топливу /т от числа М полета для различных типов двигателей, работающих на керосине (/;
2; 3) и водороде (/а; 2а; За):
/, /а — ГТД; 2, 2а — ПВРД с дозвуковым сгоранием; 3, За — ПВРД со сверхзвуковым сгоранием
Полный КПД двигателя дозвукового самолета (М = 0,85) составляет приблизительно 24%. При скорости полета, соответствующей числу М = 2, он возрастает уже до 38 % (что превышает термический КПД лучших современных электростанций), а при М = 3 т]п ^ 56 %. Рост КПД продолжается и при полете на гиперзвуковых скоростях с ПВРД.
Наиболее перспективными для гиперзвуковых самолетов
представляются комбинированные двигатели — турбопрямоточные (ТРДФ+ПВРД). ТРДФ должен работать до скорости, соответствующей числу М^3,5, затем газотурбинный тракт за
крывается, и на гиперзвуковых скоростях двигатель будет работать как ПВРД.
Выбор необходимого числа двигателей
Необходимое число двигателей для силовой установки самолета зависит от ряда факторов, обусловленных как назначением самолета, так и его основными параметрами и летными характеристиками.
Противоречивость влияния числа двигателей на безопасность, экономичность и регулярность полетов приводит к тому, что выбор числа двигателей до сих пор остается недостаточно разработанным вопросом проектирования самолетов.
В ранний период развития авиации, когда появились первые многомоторные самолеты, выяснилось, например, что регулярность полетов на таких самолетах значительно ниже, чем на легких одномоторных самолетах. Причиной тому (хоть это и звучит парадоксально в наше время) было относительно большое число двигателей на этих самолетах, ибо частота отказов двигателей прямо пропорциональна их числу.
В настоящее время положение существенно изменилось. Силовая установка современного самолета проектируется с учетом независимой работы двигателей. Межремонтный ресурс газотурбинных двигателей достигает нескольких тысяч часов. Поэтому вероятность отказа современного двигателя в полете значительно понизилась.
117
Если обеспечено продолжение и завершение полета при отказе одного двигателя, то даже пассажирский самолет с двумя двигателями считается вполне пригодным к эксплуатации (например, Ту-134, ДС-9, Боинг 757 и др.).
При увеличении числа двигателей безопасность полета современных самолетов увеличивается (такого мнения придерживается большинство специалистов).
Каковы же основания для выбора числа двигателей на проектируемом самолете? В общих чертах требования ко всем самолетам при выборе числа двигателей можно сформулировать так:
—самолет должен обладать необходимой стартовой тяговоору- женностью;
—самолет должен обладать достаточной надежностью и экономичностью;
—эффективная тяга силовой установки должна быть возможно большей;
—относительная стоимость двигателя должна быть возможно меньшей.
Определив стартовую тяговооруженность проектируемого самолета, можно найти число двигателей из соотношения
Лдв -耳恤g/尸“，
где PQt — стартовая тяга одного двигателя.
При формальном подходе обеспечить нужную величину Ро можно каким угодно числом двигателей (в зависимости от величины 尸呪).Поэтому при решении данного вопроса необходимо учитывать еще и требования по надежности и экономичности самолета, специфику назначения самолета и требования, предъявляемые к его компоновке и силовой установке. Немаловажную роль в этом вопросе также играет степень готовности двигателя к моменту завершения проектирования самолета.
Очевидно, нельзя предъявлять совершенно одинаковые требования по надежности и экономичности ко всем самолетам без учета их назначения, типа и размеров.
Поэтому нельзя дать и какой-то единый критерий по выбору числа двигателей, который в более или менее одинаковой степени соответствовал бы требованиям, предъявляемым ко всем самолетам. В первом приближении число двигателей можно лишь связать со взлетной массой самолета.
На легких самолетах военного и гражданского назначения число двигателей часто определяется наличием двигателя, соображениями живучести самолета (штурмовики, истребители-бомбардировщики), а также особенностями компоновки самолета. На современных легких самолетах устанавливается 1 или 2 двигателя (однако можно привести примеры, когда на легких самолетах устанавливается 3 двигателя).
Одним из определяющих требований при выборе числа двигателей для тяжелых самолетов является безопасность на взлете: должна обеспечиваться безопасность взлета при отказе одного двигателя.
Требования к обеспечению должной безопасности в зависимости от числа двигателей изложены в разд. 4.2.3, а в разд. 4.5 показан алгоритм выбора тяговооруженности современных самолетов на начальной стадии проектирования.
Из 4.2.3 следует: чем больше двигателей установлено на самолете, тем меньше может быть его тяговооруженность и тем, следовательно, более легкой может быть его силовая установка.
Означает ли это, что для тяжелого самолета следует принимать возможно большее число двигателей? Нет, не означает: большое число двигателей ведет к уменьшению экономичности самолета (растут расходы по обслуживанию и ремонту двигателей). Кроме того, большее число двигательных гондол, установленных на крыле или фюзеляже, может привести к снижению эффективной тяги силовой установки по сравнению с меньшим числом гондол более мощных двигателей, так как при увеличении числа двигателей возрастает суммарный мидель двигательных гондол, что приводит к увеличению коэффициента сА0.
На современных тяжелых самолетах, как правило, устанавливаются 3 или 4 двигателя.
Возможность устанавливать нечетное число двигателей появилась в связи с компоновкой ТРД на хвостовой части фюзеляжа. Для пассажирских самолетов число двигателей можно связать еще и с дальностью полета. Для малой дальности полета рациональное число двигателей равно двум, для средней — трем, для большой (свыше 5000 км) — четырем.
5・4・6・ Размещение двигателей на самолете
Турбореактивный двигатель при компоновке самолета позволяет рассматривать целый ряд принципиально различных вариантов размещения двигателей: в фюзеляже; в корне крыла; на пилонах под крылом; под крылом (с непосредственным креплением гондолы двигателя к крылу); на пилонах над крылом; над крылом (с непосредственным креплением гондолы к крылу); на концах крыла; на хвостовой части фюзеляжа и др.
Все перечисленные схемы установки двигателей использовались в компоновках реактивных самолетов (дозвуковых и сверхзвуковых, гражданских и военных). Каждая схема имеет определенные преимущества и недостатки, проявляющиеся в той или иной степени в зависимости от типа и назначения с иолета.
Рассмотрим наиболее распространенные схемы ус ановки двигателей.
Размещение двигателей в фюзеляже применяется практически на всех легких военных самолетах (многоцелевые истребители и
Др.). Тонкое крыло небольшого удлинения не позволяет устанавливать двигатели на крыле или в крыле без ущерба для механизации крыла. Двигательные гондолы заняли бы слишком много места, не только значительно сократив размах закрылков, но и ликвидировав возможность подвешивать к крылу боевую нагрузку. Как известно, значительная часть боевой нагрузки самолетов подобного типа подвешивается под крылом.
Кроме того, если самолет имеет один большой воздушно-реактивный двигатель (тяговооруженность истребителей наиболее высокая), то фюзеляж является единственным местом для установки такого двигателя.
Размещение двигателей в корне крыла широко применялось на тяжелых дозвуковых реактивных самолетах военного и гражданского назначения (Ту-16, Ту-104, Ту-124 и др.; английские самолеты «Вулкан», 《Виктор》, 《комета》и др.). Такая схема установки двигателей, обладая определенными положительными качествами (отказ одного или двух двигателей, размещенных с одной стороны, не вызывает резких разворачивающих и кренящих моментов, высокое расположение воздухозаборников, низкое аэродинамическое сопротивление двигательной установки и др.) имеет ряд существенных недостатков (особенно для пассажирских самолетов). К недостаткам относятся:
близость реактивной струи к обшивке фюзеляжа, сильный шум в пассажирской кабине;
длинные воздухозаборники на 5 ... 6 % уменьшают тягу двигателей;
пожар, возникший в двигателях, может распространиться на пассажирскую кабину и топливные баки (требуется усиленная противопожарная защита);
в случае разрушения лопаток компрессора или турбины возможно поражение пассажирской кабины и топливных баков (тре， буется специальное бронирование);
наличие заборников на передней кромке крыла и выхлопных труб на задней кромке уменьшает возможности механизации крыла;
создание устройств для реверсирования тяги затрудняется; направляемые вниз вперед реактивные струи газов, отражаясь от поверхности аэродрома, могут засасываться в воздухозаборники двигателей, вызывая помпаж этих двигателей;
плохие условия эксплуатации двигателей из-за трудности подхода к ним;
существенно уменьшается объем крыла для размещения топлива;
увеличение массы конструкции самолета вследствие утяжеления крыла (из-за вырезов в лонжеронах и наличия съемных панелей) и вследствие длинных воздухозаборников или выхлопных труб.
Размещение двигателей на пилонах под крылом широко применяется на современных тяжелыхЪамолетах (дозвуковых и сверхзвуковых).
Такая схема имеет следующие преимущества:
двигатели разгружают конструкцию в полете, уменьшая изгибающий момент от внешних нагрузок, что приводит к уменьшению массы конструкции крыла;
двигатели демпфируют колебания крыла при полете в турбулентной атмосфере и являются противофлаттерными балансирами; '
обеспечивается удобство замены двигателя другим (с большими размерами);
создаются хорошие условия по обслуживанию двигателя;
возможно надежное изолирование двигателя от крыла при помощи противопожарных перегородок в пилоне;
обеспечивается меньший шум от двигателей в пассажирской кабине;
обеспечивается лучшая, чем на двигателях, установленных в корне крыла, изоляции конструкции самолета от воздействия звуковых пульсирующих давлений реактивных струй двигателей;
обеспечивается удобство установки на двигатели приспособлений для реверса тяги и шумоглушения.
Наряду с указанными выше преимуществами, размещение двигателей на пилонах под крылом имеет следующие недостатки:
в случае остановки двигателя, особенно внешнего, создается большой разворачивающий момент в горизонтальной плоскости;
чтобы при посадке с креном (до 4°) внешние двигатели не касались земли, требуется создание большого угла поперечного V крыла, что ухудшает характеристики устойчивости и управляемости самолета и требует введения автоматики в систему управления;
при низком расположении двигателей относительно поверхности аэродрома возможно попадание в воздухозаборники посторонних мелких предметов;
пилонная подвеска двигателей затрудняет использование закрылков по всему размаху крыла, так как при взлете реактивные струи двигателей могут их разрушить.
Размещение двигателей на хвостовой части фюзеляжа получило широкое распространение на отечественных и зарубежных пассажирских самолетах.
На тяжелых самолетах, когда для обеспечения необходимой величины тяговооруженности требуется четыре двигателя, на бортовых пилонах устанавливается по два двигателя с каждой стороны (например, самолет Ил-62).
Если для данной взлетной массы самолета требуемая тягово- оруженность обеспечивается нечетным числом двигателей (три двигателя), то один из двигателей должен устанавливаться в плоскости симметрии самолета. В данном случае этот двигатель раз-
мещается внутри хвостовой части фюзеляжа, а его воздухозаборник выносится в корневую часть вертикального оперения над фюзеляжем. По такой схеме установлены двигатели на самолетах Боинг 727, Локхид L-1011, Де Хэвилленд «Трайдент» и на советских самолетах ЯК-40, Як-42 и Ту-154.
Размещение двигателей на хвостовой части фюзеляжа, когда двигательная гондола крепится к фюзеляжу посредством небольшого пилона, позволяет:
обеспечить аэродинамически《чистое》крыло, что повышает его аэродинамическое качество;
максимально использовать размах крыла для размещения средств механизации (закрылки, предкрылки и т. д.), что улучшает взлетно-посадочные характеристики самолета;
определять поперечное V крыла из условий обеспечения оптимальных характеристик поперечной и путевой устойчивости и управляемости;
улучшить характеристики продольной, путевой и поперечной устойчивости самолета:
—работой гондол двигателей и их пилонов как дополнительного горизонтального оперения;
—выносом горизонтального оперения из зоны торможения потока за крылом;
—малым разворачивающим моментом при остановке одного из двигателей;
улучшить комфорт пассажиров (по сравнению с установкой двигателей в корне крыла) за счет уменьшения шума, так как гондолы двигателей в данном случае устанавливаются позади герметической кабины;
повысить (по сравнению с установкой двигателей в корне крыла) эксплуатационные характеристики силовой установки и всего самолета в целом:
—созданием достаточно хороших условий для подхода к двигателям;
—обеспечением возможности замены гондолы двигателя при установке двигателя с большими размерами;
——истечением реактивной струи на большой высоте относительно поверхности аэродрома (меньший износ покрытия взлетных полос и рулежных дорожек);
предохранить двигатели от попадания в них посторонних предметов при взлете и посадке благодаря высокому расположению воздухозаборников;
улучшить работу устройств для реверсирования тяги двигателей (по сравнению с двигателями, размещенными в корне крыла);
создать лучшие условия аварийной посадки самолета.
Однако наряду с указанными преимуществами схема установки двигателей на хвостовой части фюзеляжа имеет следующие существенные недостатки:
увеличивается масса конструкции самолета вследствие: — усиления конструкции хвостовой части фюзеляжа из-за дополнительных весовых и инерционных нагрузок от двигателей (масса конструкции фюзеляжа увеличивается примерно на 10 ... ...15 %);
——увеличения массы крыла (примерно на 10 ... 15：%) из-за отсутствия разгрузки крыла;
—увеличения массы вертикального оперения, несущего на себе горизонтальное оперение;
центр масс пустого самолета сдвигается назад, а центр масс полностью загруженного самолета — вперед, чем создаются трудности в центровке и балансировке самолета (см. гл. 8);
носовая часть фюзеляжа выдвигается вперед, что отрицательно сказывается на путевой и продольной устойчивости самолета;
при попадании самолета в обледенение создается возможность попадания в двигатели обломков льда, сбрасываемых противообледенителями с крыла;
необходимо прокладывать топливопроводы от баков к двигателям вблизи пассажирской кабины, что вызывает опасность попадания паров керосина в кабину и увеличивает массу трубопроводов;
несколько затрудняется обслуживание двигателей, высоко расположенных над поверхностью аэродрома.
Перечисленные недостатки приводят к тому, что на самолетах третьего поколения двигатели устанавливаются в основном на пилонах под крылом.
Размещение двигателей под крылом (с непосредственным креплением гондол двигателей к крылу) встречается на тяжелых сверхзвуковых самолетах. В данном случае двигатели могут устанавливаться либо в одной гондоле, расположенной в плоскости симметрии самолета (самолет 《Норт Америкен» ХВ-70), либо попарно в двух гондолах (пассажирские самолеты Ту-144 и «Конкорд»).
Размещение двигателей в гондолах на нижней поверхности крыла объясняется стремлением использовать или даже усилить поля повышенных давлений под крылом. Когда на двигательной гондоле со специально спрофилированными внешними обводами образуется система скачков уплотнения, то на нижнюю поверхность крыла действует повышенное давление ——дополнительная подъемная сила (отсюда термин «подъемная сила от сжатия》). В результате взаимодействия систем скачков уплотнения с поверхностью крыла аэродинамическое качество самолета на сверхзвуковой крейсерской скорости существенно увеличивается (на самолете ХВ-70 приблизительно на 20 %). Кроме того, угол атаки крыла в крейсерском полете уменьшается (так как величина Ктах сдвигается на меньшие углы), что также уменьшает лобовое сопротивление.
Другие преимущества и недостатки аналогичны свойствам пи- лонной подвески двигателей под крылом.
Установка двигателей над крылом на пилонах позволяет несколько уменьшить вредную интерференцию между крылом и двигательной установкой вследствие того, что струя от двигателей несколько увеличивает циркуляцию потока на крыле в зоне двигательной установки, а не создает провала в циркуляции, как при установке двигателей под крылом. Однако главными недостатками такой схемы являются сохранение увеличенного шума на местности, если заборники двигателя находятся впереди передней кромки крыла, и трудности в создании реверса тяги.
Установка двигателей над крылом с непосредственным размещением гондол на крыле осуществлена на экспериментальных самолетах короткого взлета и посадки (СКВП) с тем, чтобы выхлопная струя двигателей, обтекая верхнюю поверхность крыла, создавала эффект Коанда — эффект увеличения подъемной силы крыла за счет суперциркуляции (см. гл. И).
5.5. ПОДХОД К ВЫБОРУ СХЕМЫ САМОЛЕТА
Как уже говорилось выше, выбор схемы самолета начинается с выбора аэродинамической балансировочной схемы, а затем производится выбор конкретной схемы по ее отдельным признакам, разнообразие которых лишь частично показано на рис. 5.1. В предыдущих разделах этой главы показан подход к этому выбору путем оценки каждого из признаков схемы на примере выбора схемы по положению крыла относительно фюзеляжа, по числу двигателей и размещению их на самолете. Так же рассматриваются и оцениваются варианты схемы по другим признакам. При этом:
оцениваются тактические свойства схемы, ее способность выполнять основную поставленную задачу. Для пассажирских самолетов это означает обеспечение перевозки заданного числа пассажиров, получение заданных летно-технических характеристик и использование указанного в ТТТ класса или типа аэродрома;
производится аэродинамическая оценка схемы с точки зрения получения максимального аэродинамического качества и возможно больших значений с^тах при взлете и посадке (и судоп при маневрировании);
оцениваются варианты схем по массе с учетом требований к жесткости и прочности конструкции и к сроку службы;
рассматриваются эксплуатационные качества самолета в данной схеме с точки зрения удобства обслуживания самолета в эксплуатации.
В конечном итоге оценивается способность той или иной схемы наиболее полно удовлетворять ТТТ и ТЗ. В большинстве случаев конструкторским бюро учитывается и опыт предыдущих работ по той или иной схеме (производится анализ прототипов), оцени- 124
О^(цая компонобка
5и订&нсир^Ваинаа 勿房“о
А 4
Расположение крыла.
Характер продольной ^отойчи- ffocmu
卜、3
・. — ——
Степень продольной, устойча - ffocmu E：g“ q
zСиловые
Тип дВигателей
-0,05 ycmunQb
ТВА
-o,w •
母"
ТРА
ГРАД
^исло дбизателей
2
Pcenso出ение дВигателей
Форма 夕 плане
GOKOBblX
т^・
—4^—
средник
Крьз
10
JL
-4-
上
丄
Угол стре/юдидности л, °
25
35 •*
60
Удлинение л
Горизонт
Ризмеш^ние
6
ильное on
4
6 врвние 十
[ *
中叩ми夕плане
Вертин
Размещение
Схеми
丄
MbHOR 〃
исси
перение
- ■屮
V
Размещение оснодныл опор шасси
% нрыле 吉
Вфюделяте
您魏
^исло оснидных опор шасси
7
2 •*
Убирка опор (направление)
ОСНОВНЫХ
Bnopeff
6脈 ВндтрУ ВМк ними
tiajod^
лсрсдисй.
Вперед •
Назад *
Тип тслел^и основной олорь:
ФФФ 米
勿勿〃 zra76c方z 口门叩В
仞
Форма попер匕уноси сечения
N
4
6*
8
-ф-
勿勿〃 лассаширод 〃/?#%
6*
7
6•
9
Размещение багажа
им
Подпжм 昔
Ра^мещемие гухни ^(рста
ff ОСНffffH им лимеш,ет
Подпи/юм •
头刃=乃夕；■%=70
Рис. 5.13. Матрица признаков компоновочных схем
вается степень риска при использовании новой, непроверенной схемы.
Оценку и анализ схемы легче всего проводить с помощью матрицы признаков компоновочных схем, составляемых на основе ТТТ, опыта КБ, исследований и рекомендаций НИИ и, конечно, на основе идей и творческих замыслов главного конструктора.
На рис. 5.13 в качестве примера приведена матрица признаков компоновочных схем для пассажирских самолетов и проведен выбор схем для самолетов класса Ту-154 и класса Макдоннел- Дуглас ДС-10.
В условиях системы автоматизированного проектирования матрица признаков компоновочных схем позволяет синтезировать компоновочные схемы самолетов по характерным геометрическим и техническим признакам, т. е. является классификатором компоновочных решений. Матрица может служить основой для построения программ распознавания прототипов самолетов по их геометрическому признаку. При этом каждой клетке матрицы должен соответствовать определенный массив числовых и описательных данных, хранящихся в банке инженерной информации и содержащих характеристику частного компоновочного решения (наличие прототипа, повторяемость, рекомендуемый диапазон применения, аэродинамическая, весовая, конструктивная и эксплуатационная характеристики).
При отсутствии программы распознавания матрица является справочным материалом для выбора концепции компоновочной (общей) схемы нового самолета методом экспертных оценок.
В процессе создания компоновки нового самолета больше, чем в каком-либо другом, присутствуют интуиция и воображение конструктора. Особенно это относится к стадии разработки концепции компоновочной схемы, т. е. к стадии появления первого рисунка самолета. Рисунок создается на основе матрицы альтернативных компоновочных схем, которая подсознательно существует в памяти конструктора-проектировщика. Даже беглое знакомство с матрицей показывает, что число схем самолетов одинакового тактического назначения может быть очень большим. Об этом же говорит и опыт создания самолетов по конкурсам. Проектирующиеся в разных фирмах, но по одним и тем же ТТЗ самолеты могут иметь существенное различие в схемах. Все это является косвенным подтверждением того, что, очевидно, пока нельзя поручить ЭВМ синтез первого рисунка самолета. Попытка игнорировать элементы творчества приводит к появлению программ синтеза, не учитывающих очень многих функциональных связей (их просто невозможно учесть, ибо разум — всегда впереди физических моделей, им же созданных) и синтезирующих жестко детерминированные компоновочные схемы, отражающие уже пройденный этап в развитии авиации.
Глава 6
РАСЧЕТ МАССЫ САМОЛЕТА
КЛАССИФИКАЦИЯ МАССЫ САМОЛЕТА
Сложность расчета массы самолета в процессе проектирования объясняется тем, что на начальных этапах проектирования самолета, особенно не имеющего прототипов, трудно или невозможно учесть все требования к конструкции и условия ее эксплуатации. Трудность усугубляется еще и тем, что масса конструкции и масса других составляющих сами зависят от величины взлетной массы. Конструктору с самого начала приходится иметь дело с противоречием: взлетную массу нельзя определить, не определив массы всех составляющих, а массу каждого из составляющих невозможно найти, не имея взлетной массы.
Приходится идти методом последовательных приближений (итераций), применять вначале приближенные, а затем все более уточненные методы и формулы для расчетов.
Чтобы рассчитать взлетную массу и с единых позиций ее анализировать, надо прежде всего установить, из каких слагаемых она состоит, т. е. необходимо классифицировать массу самолета.
Классификация массы самолета (весовая классификация), как и любая другая, является условной.
К группе «конструкция самолетов» относятся:
—крыло с герметизацией топливных отсеков;
—фюзеляж, включая тормозные аэродинамические щитки, полы и перегородки, герметизацию отсеков;
——оперение, включая форкиль, гребни и шайбы;
—взлетно-посадочные устройства (шасси) со створками и цилиндрами уборки —— выпуска шасси, обтекатели шасси, тормозные парашюты；
—окраска поверхности самолета.
К группе «силовая установка» относятся:
—двигатели (основные и вспомогательные, подъемные, не- сбрасываемые разгонно-тормозные, дополнительные) с системами реверсирования, шумоглушения, самолетными агрегатами двигателей;
—воздушные винты и коки;
—— пилоны, капоты, моторамы;
—воздухозаборники ;
——системы двигателей (запуска, регулирования заборников и сопл, охлаждения, огнетушения, управления, противообледе- нения и маслосистема);
—топливная система, включая баки с протекторами, установочную арматуру баков, систему подачи топлива, систему аварий-
ного слива топлива, систему нейтрального газа, систему автоматического управления расхода топлива, систему заправки топлива в воздухе и на земле.
Подгруппу «управление самолета》относят теперь, как правило, к группе «оборудование и управление», так как основными элементами системы управления самолета являются теперь элементы бустерного управления и автоматики.
Масса нерасходуемых в полете жидкостей и газов в системе оборудования и управления относится к массе данной группы.
Расходуемые в полете технические жидкости, например противообледенительная, входят в группу «снаряжение и служебная нагрузка». В эту же группу, кроме того, входят:
—экипаж (летно-подъемный и стюардессы);
— парашюты экипажа (на военных и спортивных самолетах);
—личные вещи и багаж экипажа;
—невырабатываемое топливо;
—— масло для силовых установок;
——съемное оборудование буфетов, гардеробов, туалетов, посуда, ковры, шторы и т. п.;
——аварийно-спасательное оборудование (лодки, пояса, аварийные пайки, переносная аппаратура, аварийные трапы);
— служебная нагрузка (трапы, лестницы, чехлы, инструмент, запасные части, сигнальные ракеты и т. п.);
——дополнительное снаряжение (подвесные и дополнительные баки без топлива, подвески специальных грузов, съемная броня).
К полезной нагрузке следует относить только целевую нагрузку, ради транспортировки которой и создается самолет.
Расчетная взлетная масса состоит из массы пустого самолета и полной нагрузки (рис. 6.1). Весовая сводка с разбивкой на группы, соответствующие данной классификации, приведена в приложении.
Рис. 6.1 Разбивка взлетной массы самолета
РАСЧЕТ МАССЫ САМОЛЕТА В ПЕРВОМПРИБЛИЖЕНИИ
Взлетная масса самолета представляет собой сумму:
团0 = тцон + ^с. у + 加。6. упр + 团丁 + ^Ц. Н + ^СЛ»(6 • 1)
где /7?КОн = fi (团0， параметры крыла) — масса конструкции; т&у = % (团0, параметры силовой установки) — масса силовой установки; /т?об.упр = /з (/^о, параметры оборудования управления и всего самолета) — масса оборудования и управления; т^ = /4 (团。，V, L, ", Ср, К = @/%，режим полета) — масса топлива; 团口.^ = const ——заданная целевая нагрузка; тсл = =const — известная служебная нагрузка и снаряжение.
Зависимость /пкон» пгс. у, т0^ упр от mQ весьма сильная и сложная (см. разд. 6.3), зависимость 团丁 от mQ практически линейная. В результате получается сложное трансцендентное уравнение, которое невозможно решить относительно т0 в явном (конечном) виде. Выход из этого затруднения при расчете взлетной массы первого приближения следующий.
Чтобы уменьшить влияние 团。на /??кон, /тгс,у| тоб. упр, 团尸 разделим обе части (6.1) на т^
= /。Н十九.у十丸)6. yup十%+吨.疗%叫(6.2)
Относительные величины mK0H, тс#у, тобо упр слабее зависят от 团。,чем абсолютные их значения; тт не зависит от т0.
Если принять (ткон, /йс#у, mo6, упр, mT) = const по статистике (табл. 6.1), то из (6.2) получим взлетную массу самолета в первом приближении:
~，——…+恤"L .(6.3)
' 'I —加KOH—加С. У — ^об. упр —' 丿
При проектировании самолетов-истребителей вертикального взлета и посадки относительную массу силовой установки, указанную в табл. 6.1, следует в первом приближении увеличить на 25 ... 30 %, а относительную массу оборудования и управления —— на 1520 %.
Значения /йт в табл. 6.1 сугубо ориентировочные, так как относительная масса топлива зависит от расчетных значений дальности Lp или времени полета /р. Поэтому данные табл. 6.1 в отношении /йт рекомендуется корректировать в каждом конкретном случае по формуле первого приближения:
^т Q а + b/р = а + ^^р/^рейс»(6.4)
где 左 в ч; Lp в км; Укрейс в км/ч; а = 0,04 ... 0,05 для легких неманевренных самолетов (团。＜ 6000 кг) и а — 0,06... 0,07 для всех других самолетов； b = 0,05 ... 0,06 для дозвуковых самолетов и b = 0,14 ... 0,15 для сверхзвуковых самолетов. Меньшие значения коэффициента b соответствуют самолетам большего тоннажа.
5 С. М. Егер и др.129
Таблица 6.1
Относительные массы конструкции, силовой установки, оборудования н управления, а также топлива самолетов с обычным взлетом и посадкой
Назначение самолета
^КОН
у
历об. упр
Дозвуковые пассажирские магистральные
легкие средние тяжелые
0,30 ... 0,32
0,28 ... 0,30
0,25 ... 0,27
0,12 ... 0,14
0,10 ... 0,12
0,080,10
0,12 ... 0,14
0,10 ... 0,12
0,09 ... 0,11
0,18 ... 0,22
0,26 ... 0,30
0,35 ... 0,40
Свер х зву новыеп асса-
жирские
0,20 ... 0,24
0,08 ... 0,10
0,07 …0,09
0,45 ... 0,52
Многоцелевые для местных авиалиний
0,29 ... 0,31
0,14 ... 0,16
0,12 ... 0,14
0,12 ... 0,18
Спортивно-пилотажные
0,32 ... 0,34
0,26 ... 0,30
0,06 …0,07
0,10 ... 0,15
Сельскохозяйственные специализированные
0,24 ... 0,30
0,12 ... 0,15
0,12 ... 0,15
0,08 ... 0,12
Легкие гидросамолеты
0,34 ... 0,38
0,12 ... 0,15
0,12 ... 0,15
0,10 ... 0,20
Мотопланеры
0,48 ... 0,52
0,08 ... 0,10
0,06 ... 0,08
0,08 ... 0,12
Истребители
0,28 ... 0,32
0,18 ... 0,22
0,12…0/4
0,25 ... 0,30
Бомбардировщики
легкие средние тяжелые
0,26 ... 0,28
0,22 ... 0,24
0,18 …0,20
0,10 …0,12
0,08 ... 0,10
0,06 ... 0,08
0,10 …0,12
0,07 ... 0,10
0,06 ... 0,08
0,35 ... 0,40
0,45 ... 0,50
0,55 ... 0,60
,Военнотранспортные и грузовые
легкие средние тяжелые
0,30 ... 0,32
0,26 ... 0,28
0,28 …0,32
0,12 ... 0,14
0,10 ... 0,12
0,08 …0,10
0,16 ... 0,18
0,12 ... 0,14
0,06 ... 0,08
0,20 ... 0,25
0,25 ... 0,30
0,30 ... 0,35
РАСЧЕТ МАССЫ САМОЛЕТА ВО ВТОРОМ ПРИБЛИЖЕНИИ
Методика расчета
Изложенный ниже расчет массы самолета во втором приближении (mJu предназначен в основном для студентов авиационных вузов и факультетов. Он может быть также использован в предварительном (предэскизном) проектировании самолетов, при составлении ТЗ, аванпроектов и т. п.
Методика расчета (т0)п состоит в следующем.
Для решения уравнения (6.1) задаются некоторым значением mQ и подсчитывают сумму справа при фиксированных значениях пара-
Рис. 6.2. Схема расчета взлетной массы самолета во втором при- ближенииРис. 6.2. Схема расчета взлетной массы самолета во втором при- ближенииметров агрегатов и летных характеристик. Расчет повторяют до тех пор, изменяя значение /и。, пока /г?。слева и сумма справа не будут равны (с некоторой допустимой погрешностью), Для этой цели полезно составить программу итераций и определять взлетную массу (团力工 с помощью ЭВМ, хотя без большой затраты времени расчет (团0)口 можно вести и
Рис. 6.2. Схема расчета взлетной массы самолета во втором при- ближении
Рис. 6.2. Схема расчета взлетной массы самолета во втором при- ближении
без ЭВМ: достаточно по трем точ
кам (г = 3, рис. 6.2) построить плавную кривую н найти решение. В качестве первого значения mQ при расчете (/т/0)п следует брать (mji, найденное предварительно по формуле (6.3).
Таким образом, основное отличие расчета (加力口 от расчета (mJ工 состоит в том, что во втором приближении учитывается зависимость масс конструкции, силовой установки, оборудования и управления от взлетной массы, в результате чего не удается найти (mjn в явном (конечном) виде (как и в первом приближении) и приходится применять метод итераций.
Рассмотрим определение (mJ口 по элементам. Для простоты расчетов ниже приведены только основные рекомендуемые весовые формулы применительно к самолетам различного назначения и тоннажа. При более подробных весовых расчетах и анализах необходимо использовать специальную литературу, например [7, 33].
Масса конструкции
Эту величину составляют массы крыла, фюзеляжа, оперения и шасси. В относительных величинах
历КОН ― ^Кон/^0 =血кр + 而ф + 血он + 而皿
Относительная масса крыла. В среднем т^ 芯 0,08. что составляет 30 ... 40 % массы конструкции самолета.
-гн ке^Р1-гн ке^Р1При проектировании дозвуковых неманев н ых самолетов с взлетной массой
-гн ке^Р1
-гн ке^Р1
历 — 7^1hрфХ m惻 n + 4/ I N- 1、丄 4,5局/3 ) л pit
(6.5)
где 自 зависит от ресурса крыла:
Ресурс крыла, тыс. ч 15 ... 20 25 ... 30 40 ... 50
瓦 0,961,001,05
пр — заданная нормами прочности расчетная перегрузка, 1 с 11685о а и
仆 Q 1 '5 + 兀两好2/旷，н° не менее 3,45,
8*131
Po = gw0/(10S) — нагрузка на 1 м2 крыла при взлете даН/м2; % ——стреловидность крыла по 1/4 хорд, градус; X ——удлинение крыла; ф — коэффициент, учитывающий разгрузку,
屮=°，92 — 0,83 (гт. кр)2 %. кр — 3,5 £ [%. кр)2 %. кр]. (6.6)
Здесь гт, кр = 2г：т・кр〃 一 относительная наибольшая координата топлива в крыле (от оси симметрии самолета); / — размах крыла; ^гр, кр = 22рр.кр〃 一 относительная координата какого-либо груза на (в) крыле; /пТф кр —— относительная масса топлива в двух половинах крыла; mrPt кр — относительная масса груза, связанного с крылом (двигатели, шасси и т. п.); берется масса груза на обеих половинах крыла. Если целевая нагрузка размещается не в крыле, то
(6-7)(6-7)屮 Q 0,92 - 0,5%. кр — 0,1 备.у,
(6-7)
(6-7)
где к©, у = 1, когда двигатели установлены на крыле; в остальных случаях 瓦.у = 0.
В формуле (6.5)团。——взлетная масса (кг);己。一относительная толщина крыла у борта фюзеляжа (по потоку); ц —备/&; ск —— относительная толщина крыла на конце; п — сужение крыла в плане (р = Ь0/Ьк).
Значения коэффициента 辰
Крнло без наплывов, предкрылков и интерцепторов, закрылки двух
Крыло с наплывами в корневой части, предкрылками и интерцепторами, закрылки трехщелевые
Крыло с наплывами и интерцепторами, но без предкрылков; закрылки двухщелевые
Крыло без наплывов и предкрылков, но с интерцепторами; закрылки двухщелевые
Значения коэффициента 也$
В крыле установлены мягкие баки
Баки-кессоны имеют поверхностную герметизацию Баки-кессоны имеют внутришовную герметизацию
При проектировании сверхзвуковых неманеврен
них самолетов с взлетной масс
恤р=^5г/店 G+竽）+++。,。2,（6.8）
где ёср = (ё0 + ^к)/2, kt — температурный коэффициент (табл. 6.2); 屮 —— по формуле (6.6) или (6.7). Другие обозначения в формуле (6.8) те же, что и в формуле (6.5).
Относительную массу бесподкосного крыла легких дозвуковых самолетов (маневренных и 132 』
Таблица 6.2
Значении температурного коэффициента 觥 в формуле (6.8)
Материал
100℃
150 ℃
200 ℃
д-16
Д-18
1,030
1,015
1,06
1,05
1,14
1,10
неманевренных) с взлетной массой m()v 《 7-103 кг можно найти по формуле
/ИКр — 1 > 15 • 10 飙мех&кон&мт屮孔р/ИКр — 1 > 15 • 10 飙мех&кон&мт屮孔рn+з丿 (6.9)n+з丿 (6.9)九" П+4(]丿际cos】，％ П + 1 \
/ИКр — 1 > 15 • 10 飙мех&кон&мт屮孔р
/ИКр — 1 > 15 • 10 飙мех&кон&мт屮孔р
n+з丿 (6.9)
n+з丿 (6.9)
0,90 1,00 1,150,90 1,00 1,150,900,951,000,900,951,00Значения коэффициента kMex
0,90 1,00 1,15
0,90 1,00 1,15
0,90
0,95
1,00
0,90
0,95
1,00
Механизация отсутствует (закрылки, предкрылки)
Применяются щитки или однощелевые шарнирные закрылки ....
Применяются закрылки Фаулера н предкрылки перед элеронами...
Значения коэффициента йКон
Конструкция с широким применением монолитных элементов * и сотовых конструкций
Клееклепаная конструкция, а также конструкция с ограниченным применением монолитных силовых элементов
Обычная клепаная конструкция
♦ На легких самолетах небольшой ресурс и применение монолитных элементов вполне допустимы исходя из концепции «безопасно разрушающейся конструкции».
В формуле (6.9) 々мт = 1,0, если основной материал конструкции Д-16, и &мт = 1,2, если основной материал конструкции АМГ6 (гидросамолеты); йКон^мт = 0,8 ... 0,85, если для силовых элементов крыла применяются угле- или боропластики; 0 = =1,0 ——для однолонжеронного, трехлонжеронного или кессонного крыла; 0 = 0,9 ——для двухлонжеронного крыла.
Коэффициент ср, учитывающий разгрузку, для легких самолетов определяется формулой
①々 0,93 一 0,014М・у — 63 10-з^ 一 丸 кр邑к『・(6.Ю)
Здесь % у = 1,0, если двигатели установлены на крыле, н 瓦.у = 0 в остальных случаях；々屯 =1,0, если основные стойки шасси установлены на крыле, и feUI = 0 в остальных случаях. Другие обозначения в формулах (6.9) и (6.10) см. у формул (6.5) и (6.6).
Расчетная перегрузка для легких самолетов: пр = 12 ... 13,5 для спортивных акробатических самолетов и 孔卩=5*5 •,，6,0 для легких неманевренных самолетов.
-+ 1,7.10-4)+ 旦L,(6.11)-+ 1,7.10-4)+ 旦L,(6.11)рен™：ТТа?：л7Т?ГСВеРХЗВуК°ВЫХМан^
-+ 1,7.10-4)+ 旦L,
(6.11)
-+ 1,7.10-4)+ 旦L,
(6.11)
电р =財叫 / 店(3,6 • io- 3 + 97 严 з
остальные обозначенияостальные обозначениягде пр =12; ф = 0,70,8; k( = 1,03;
остальные обозначения
остальные обозначения
те же, что в формуле (6.5).
gxp —恤卩乃=wjKpPo,gxp —恤卩乃=wjKpPo,(6.12)(6.12)Для перехода от /пкр к массе 1 м3 крыла служит зависимость
gxp —恤卩乃=wjKpPo,
gxp —恤卩乃=wjKpPo,
(6.12)
(6.12)
где gKp в кг/м2.
Методика вывода формул для определения массы крыла наиболее полно изложена в [33, 34 ].
Анализ весовых формул крыла показывает, что относительная масса крыла увеличивается с ростом расчетной перегрузки, удлинения (X > 2) и стреловидности крыла (% < 60°) и уменьшается с ростом нагрузки на 1 м2 при взлете, относительной толщины крыла у корня, с увеличением сужения в плане и спереди. С ростом т0 при (几卩,pOt ф) = const и прочих неизменных параметрах значение /йкр увеличивается.
Если с ростом 加0 нагрузка на 1 м2 крыла растет по закону линейного подобия (р0 = 10 р^т0), то /йкр также увеличивается.
Рост плотцадиАкрыла при прочих неизменных параметрах ведет к увеличению ткр.
Масса 1 м2 крыла растет с увеличением т0.
Типовое распределение массы крыла по элементам для лонжеронных крыльев легких самолетов (т0 ^ 3-103 кг) и кессонных крыльев тяжелых самолетов (т° х 20-103 кг) приведено в табл. 6.3 ・
Важнейшие способы снижения массы крыла, зависящие от конструктора:
Состав массы крыла по элементам
Таблица 6.3 (%)
Элементы
Лонжеронное
Кессонное
крыло
крыло
Силовая и несиловая обшивка (без элеронов и механизации)卩
35
...40
27
...32
Лонжероны
23
...28
7
11
Стрингеры
4
8
3
10
…8
(стенки)
Нервюры
23
..30
Узлы, стыки
...10
/2
торыеР°НЫ，закрмкн, предкрылки, интерцеп-
4 ...15
1/
..8
15
Крепеж и прочее
4
…6
4
6
— разгрузка с помощью размещения целевой нагрузки по размаху (особенно большое снижение ткр таким методом можно получить на тяжелых и сверхтяжелых грузовых самолетах)；
—снижение расчетных перегрузок с помощью ограничения режимов полета, а также применения «активных» поверхностей управления, снимающих пики воздушных нагрузок и уменьшающих перерезывающие силы, изгибающие и крутящие моменты;
—применение новых материалов с более высокой удельной прочностью, жесткостью, более выносливых к повторным нагрузкам (например, угле- и боропластики и т. п.);
——оптимизация силовой схемы и параметров крыла.
Массу крыла в процессе проектирования можно снизить также при заданных (известных) размерах и силовой схеме крыла, заданных нагрузках и ресурсе с помощью комплекса конструктивных и технологических мероприятий, основными из которых являются:
——уточнение методов расчета, приводящих к уменьшению запасов «на недостаточную уверенность»;
—повышение уровня напряжений (главным образом критических напряжений потери устойчивости) и жесткости тонкостенных силовых элементов крыла, что может быть достигнуто применением композиционных конструкций и т. п.;
— снижение объемной плотности материала несиловых элементов крыла с помощью применения магниевых сплавов, пластмасс, стеклопластиков и т. п.;
—отказ от конструктивных разъемов крыла по размаху или уменьшение числа разъемов；
——уменьшение числа деталей и стыков;
——поверхностное упрочнение панелей кессона и других сило- вых элементов, например с помощью специальных дробеструйных машин;
—— ужесточение допусков, более широкое применение минусовых допусков;
—удаление технологических излишков массы конструкции, например с помощью химического фрезерования.
Тщательная конструктивно-технологическая проработка конструкции крыла, применение новых материалов и другие мероприятия могут привести в сумме к снижению массы крыла на 15 ... 20 % (без учета эффекта от разгрузки и активного управления).
Массу крыла, которую дают формулы (6.5) ... (6.11), следует рассматривать в качестве верхнего среднестатистического значения.
Относительная масса фюзеляжа. Масса фюзеляжа состоит из массы его конструкции с полами, перегородками, гермоднищами, люками, окнами и фонарем пилотской кабины, узлами стыка с крылом и оперением, узлами подвески двигателей и целевой нагрузки, а также вооружения.
Если двигатели установлены внутри фюзеляжа и Воздухозаборники конструктивно связаны с фюзеляжем, то их масса также включается в массу фюзеляжа.
В среднем 历巾 ^ 0,08 …0,12, что составляет 30 ... 40 % массы конструкции самолета.
При проектировании дозвуковых магистральных пассажирских самолетов относительную массу фюзеляжа можно найти по следующей эмпирической формуле Шейнина [34]:
添Ф =自入mф^О ‘十左2十應十務，(6.13)
где 团。в кг, d^ в м. Коэффициенты учитывают:自 一 положение двигателей; 局一положение стоек главного шасси;々з — место уборки колес главного шасси; k& — вид транспортировки багажа. Показатель степени / учитывает размеры фюзеляжа.
Значения коэффициентов и показателя степени в формуле (6.13)
瓦= 3,63—0,333d巾，если двигатели соединены с крылом, a d巾 V 5 м;
论 1 = 4,56——0,441d巾，если двигатели установлены на кормовой части фюзеляжа, a d虫 V 5 м;
闕= 3,58—0,278%, если двигатели расположены на крыле, или в случае смешанной компоновки (двигатели на крыле и фюзеляже), a d巾 > 5 м;
归2 = 0,01, если стойки главного шасси крепятся к фюзеляжу;
fe2 = 0,00, если стойки главного шассн крепятся к крылу;
岛=0,004, если стойки главного шасси убираются в фюзеляж;
局=0,00, если стойки главного шасси убираются в крыло;
归《= 0,003, если багаж перевозится в контейнерах;
k& = 0,00 в случае бесконтейнерной перевозки багажа;
i = 0,743, когда d巾 & 4 м;
W = 0,718, когда % > 5,5 м.
При более подробном расчете и анализе массы фюзеляжа дозвуковых магистральных пассажирских самолетов (например, в третьем приближении) рекомендуется использовать теоретическую формулу Киселева [15]:
^> =击｛1，65?中[1l仇十&)答+
+ l,14d貳広аб + 0,46 丿 M)/m())] + 5,32 (ркаб + 1)滥 х
义[二號+ 2,42・10-2端十0,3盛+2,78~ +
+ 6,44Ч + 3-Ю-3/п0(^соч+ 1,67)卜(6.14)
где /ф и t/ф в м; т0 в кг, Мо ——изгибающий момент в месте заделки заднего лонжерона крыла, даН・м；広аб — эксплуатационное избыточное давление в гермокабине, даН/см2;
(6.15)(6.15)k = а + Ьт^
(6.15)
(6.15)
Т а б л и ц а 6.4
Значения поправочных коэффициентов а и & в формуле (6.15)
Положение двигателей
•稀m
Q
b
На крыле
<5
0,691
3,7-IO'6
На фюзеляже
<5
0,853
1,7-Ю-6
На крыле
>5
0,856
0,4-10"6
Значения коэффициентов а и b указаны в табл. 6.4.
% …а — k IO"樂一网• I。-屮一 (6.16) "ф %
Значения а,伝，儀 указаны в табл. 65
Если поперечное сечение фюзеляжа отличается от круглого, то в формулах (6.14) и (6.16) берется эквивалентный диаметр, соответствующий миделю.
В формуле (6,14) коэффициент йфон учитывает разновидность фонаря пилотской кабины: ^фон = 1,0, если кабина пилотов имеет один фонарь, и йфон = 1,5, если в нижней носовой части фюзеляжа имеется фонарь для штурмана.
Значение коэффициента kco4 в формуле (6.14) зависит от расположения двигателей (РД), места крепления стоек главного шасси (КС) и места уборки главных стоек шасси (УС):
РД На крыле На крыле На крыле На фюзеляже На крыле
КС Крыло Крыло Одна из стоек Крыло Фюзеляж на фюзеляже
УС Не в фюзеля- В фюзеля- В фюзеляже В фюзеляже В фюзеляжежеже
^соч 1,02,02,53,54,0
Формула для определения изгибающего момента М。в формулах (6.14) и (6.16) имеет вид (двигатели в хвостовой части фюзеляжа)
I 0111%。= 0,48%/訪 11 + —一請」％ i + A啖• У. (6.17)
Если двигатели расположены на крыле, то АМ/ ' = °・
Таблица 6.5
Значения коэффициентов % Pi,也 в формуле (6.16)
X， градус
Положение двигателей
а
Pi
В*
0
20... 35
20 ... 35
На крыле
На крыле
На фюзеляже
2,68
1,91 2,08
0,727
0,486
0,473
1,5
0,7
1,0
В формуле (6.17)
АМ”= 1,2т0/ФЛ Jo,22 (^. у - 1) [1 + 0,11 (fec. у - 1)]十
+ [£-0,11(%一1)] х x[(-^4F^-^-g^
Изгибающий момент фюзеляжа в месте расположения переднего лонжерона крыла
嶋"1」询闻1 一 (耳1読需尸L -
-9^二)%]"4+0,22(*-1)}.(6.19)
Коэффициенты fi, %, % в формулах (6.17) ... (6.19) имеют следующие значения: & = 0,49 — 1,37-10-6 т0; % = 1,33 Ю-6 加。+ + 2,8; если двигатели на фюзеляже, то % = 0,15 — 0,3- Ю-6 /тг0； если двигатели на крыле, то = 0、'
Коэффициент 々с. у имеет такие значения:鹿丿=1,6, если двигатели на фюзеляже и ^с>у = 1,0, если двигатели на крыле.
При проектировании сверхзвуковых пассажирских самолетов относительную массу фюзеляжа можно определить по формуле~
^Ф = 0,00212入巾 + -^— (6施入巾 + 5鳴 + 400М + 500) + 0,0125. (6.20)
Здесь d巾 в м;恤 в кг; М — расчетное число М полета.
Относительная масса фюзеляжа легких самолетов Для народного хозяйства, спортивных и т. п. (сухопутных)(团。< < 7-103 кг)
^Ф = 1」4&дв (1 + 0,4Ркаб) 4)%鼠"4,(6.21)
где 施в = 1,0, если двигатели не соединены с фюзеляжем и йдв = = 1,14 ,если двигатели установлены на фюзеляже; р^аб в даН/см2; /ф в м;恤 в кг.'
При проектировании тяжелых грузовых и военно-транспортных дозвуковых самолетов
_0,014 [31+(Хф^ф)1'5] 1 +
济巾=(1 _ 0,6• 10-6优0)—=~-——
У /По cos х
8碌+ 25确必八八
H——匕。巾6+0,018.
гДе ^ф ^ 1,52 JmFpJCn в м; тгр — наибольшая масса грузов, кг; % — стреловидность крыла по 1/4 хорд; /и0 в кг.
138
Относительную массу фюзеляжа сверхзвуковых м а - невренных самолетов можно определить по формуле
= 0,003入巾-|—— (10猛 экв^ф + 8d&, экв + 150M + 300) + 0,03^щ, °(6.23)
где £/ф.экв — эквивалентный диаметр фюзеляжа, м; 吗 в кг; М — расчетное число М полета; ^ш — 1, если главные стойки шасси присоединяются к фюзеляжу и убираются в него;归皿 =0,5, если главные стойки шасси не присоединяются к фюзеляжу.
Формула (6.23) касается самолетов с двигателями в хвостовой части фюзеляжа. Предполагается, что продольные силовые элементы крыла проходят напрямую через фюзеляж.
При проектировании самолетов вертикального взлета и посадки масса фюзеляжа определяется по приведенным выше формулам с учетом особенностей расположения двигателей 133].
Анализ массы фюзеляжа, как и расчет ее, часто требует определения массы 1м2 его омываемой поверхности (尸曲 ом):
g巾—^巾/E办 ом = ^ф^о/^ф. ом>(6.24)
где (в м2)
F巾.ом = ^ф^ф^ф*
Значение коэффициента формы 々巾 зависит от удлинения носовой и хвостовой частей фюзеляжа:
隔ос.q； кв.% >42 ... 3 V2
йф 2,42,52,6
Анализ весовых формул фюзеляжа показывает, что относитель- ная масса фюзеляжа уменьшается с ростом взлетной массы самолета. Увеличение /ф, d巾,入巾 при прочих неизменных параметрах приводит к росту 历巾.
Масса 1 м2 омываемой поверхности фюзеляжа увеличивается с ростом /7?0 и %ф и несколько снижается с ростом d® при /ф = =const.
Типовое распределение массы фюзеляжа по элементам для легких (с негерметичным фюзеляжем) и тяжелых дозвуковых пассажирских самолетов приведено в табл. 6.6.
Для снижения массы фюзеляжа в процессе его проектирования следует применять те же конструктивно-технологические меры, что и при проектировании крыла (см. выше). Масса фюзеляжа весьма значительно зависит от его длины и диаметра, от общих компоновочных особенностей самолета. Поэтому при компоновке самолета необходимо проанализировать все возможные решения и найти оптимальное.
Относительная масса оперения. Несмотря на то, что масса оперения значительно меньше массы крыла или фюзеляжа (в среднем она составляет 1,5 ... 2,5 % от т^у в начале проектирования
139
Состав массы фюзеляжа по элементам (%)
Элементы
Легкие самолеты, 九© = 6 ... 8
Тяжелые самолеты, 入© = 9 ... 12
Обшивка
25
30
25
зо
Стрингеры и лонжероны
12
15
15
20
Шпангоуты
Полы
Фонарь пилотов
20
6
10
25
9
12
22
8
2
27
12
3
Окна пассажирской кабины
3
5
4
'5
Двери, трапы, люки
6
8
3
4
Прочее (перегородки, соединения, багажники, герметизация, крепеж)
7
9 '
9
..11
самолетов стремятся возможно точнее определить топ. Такое внимание к массе оперения объясняется большим ее влиянием на центровку самолета.
При проектировании дозвуковых неманевренных самолетов классической схемы (m0 N > 104 кг) относительную массу оперения можно определить по следующей статистической формуле:
топ =_"常T_ 瓦喘曲6 6。+ Sb.。)1，16,(6.25)
где m0 в кг; 2口 — 1,0, если р0 < 450 даН/м2; ^п = 0,84, если р0 > > 450 даН/см2, %т — см. формулу (6.26);
處=L*£^噥;*也 в случае низкорасположенного ГО;
^§п =「离"j喘^1 в случае Т-образного оперения.
("p&SL% 0 、0，6\ ~^7^丿("p&SL% 0 、0，6\ ~^7^丿■^0 COS Хг. о■^0 COS Хг. о(6.26)(6.26)Относительная масса горизонтального оперения для рассматриваемого класса самолетов
("p&SL% 0 、0，6
\ ~^7^丿
("p&SL% 0 、0，6
\ ~^7^丿
■
^0 COS Хг. о
■
^0 COS Хг. о
(6.26)
(6.26)
Значения коэффициентов в формуле (6.26)：
也；：о = 0,844—0,00188Sr 0 ——для низкорасположенного ГО;
场;：о =］」7——0,ОО6$г ° ——для Т-образного оперения;
^мт = 1,0, если применяется обычный материал (в основном Д-16Т);
^мт = 0,95 при ограниченном применении новых материалов;
&мт = 0,85 при широком применении композиционных материалов;
Яр — см. формулу (6.5).
Относительная масса вертикального оперения
也.о = %u - 血Г. 0，
Не топ — по формуле (6.25); тГа 0 — по формуле (6.26).
140
При проектировании легких дозвуковых самолетов (т0 < 7« 103 кг) для народного хозяйства, спортивных и т. п.
топ =陪(4,4 + 0,8.10-3m0)Son)(6.27)
где коэффициент ky учитывает скорость (км/ч) полета,
及= 0,643+ 1,02・10“ре 配，
коэффициент 々м учитывает маневренность самолета; ^м = 1,0 для неманевренных самолетов и Ам = 1,5 для маневренных; 加о в кг; 50п в м2.
Относительная масса оперения сверхзвуковых маневренных самолетов классической схемы:
加он = Змт/%) (g「・ 0*^1'. О + §в, О^В. о)’(6.28)
где 々мт — СМ. формулу (6.26); р0 = gmQ/(lOS) даН/м2, gr.o и gB.o — масса 1 м2 ГО и ВО； gr.o = 3 + 7,2-10"3 ^шах шах — для цельноповоротного ГО; gB. о = 2 + 6- Ю*3^тахшах для неподвижного ВО с рулем направления; «тахтах——расчетный скоростной напор, даН/м?; S「, о = S「. JS; *SBt о = SB> 0/S.
Относительная масса неподвижного вертикального оперения сверхзвуковых неманевренных и маневренных самолетов, имеющих схему «бесхвостка» __
^В. о =(々Мт/A)) gB. 0§в. о，(6.29)
где gB.o —— см. формулу (6.28); ^мт —— см. формулу (6.26).
Если известна величина /йоп и требуется найти массу 1 м2 оперения (кг/м2), то можно воспользоваться соотношением
Son = ^опРо/^оп*(6.30)
Анализ формул для топ показывает, что относительная масса оперения снижается с ростом взлетной массы, если Son = const, а площади крыла и оперения растут по закону линейного подобия (при прочих неизменных параметрах). С увеличением площади, удлинения, а также стреловидности горизонтального и вертикального оперения относительная масса оперения растет. Увеличение относительной толщины ГО и ВО ведет к снижению топ.
Т-образное оперение значительно тяжелее оперения с низкорасположенным ГО (на 50 ... 60 %) при прочих неизменных параметрах (Sp.o, Sb.o, Ро и др.), так как вертикальное оперение догружается силами и моментами от горизонтального оперения. К тому же и горизонтальное оперение в Т-образной схеме тяжелее низкорасположенного, так как рассчитывается на несимметричную нагрузку, которая на 1/3 больше симметричной.
Распределение массы оперения дозвуковых самолетов по элементам приведено в табл. 6；7. В этой таблице предполагается, что
141
Состав массы оперения по элементам (%)
Элементыm0 < 7- 10я кг
то > 105 кг
Стабилизатор и киль:
лонжероны и стрингеры25 ...30
обшивка30 ...35
нервюры5 ...7
узлы крепления2 ...3
Рули с балансирами, триммерами, узлами20 ...25
подвески и др.
Прочее (законцовки, крепеж, детали креп-6 ... 10 .
лении оборудования)
25 ... 30
32 ... 37
9 ... 12
6 ... 8
1518
3 ... 6
оперение легких самолетов двухлонжеронное, а тяжелых самолетов ——кессонное.
Относительная масса шасси. Относительная масса колесного шасси современных самолетов составляет в среднем 0,03 ... 0,05. Как правило, с увеличением тоннажа самолетов (до 250 ... 300 т) тш уменьшается. Значительное влияние на величину тш оказывает требование проходимости по грунтовым аэродромам (см. гл. 18). В этом случае масса шасси увеличивается вследствие необходимости увеличения ширины и диаметра колес, снижения давления в пневматиках.
Ниже рассматривается определение относительной массы шасси сухопутных самолетов, имеющих масляно-пневматические амортизаторы. В качестве основной принята схема трехопорного шасси с носовой стойкой.
При проектировании самолетов всех типов, исключая палубные, с взлетной массой m0 > 104 кг относительную массу шасси можно определить по следующей статистической формуле Шейнина [33]:
ш + тн. ш ，
где /Пн.щ ——относительная масса носовой опоры шасси (без колес); /игл.ш — относительная масса главных опор шасси (без обтекателей для шасси в убранном положении и без колес); ткол ——масса колес, кг (по каталогу);
%л. m = ± (0,93 - 0,64 • Ю^/Пр. тс)也式优с. зп + %. 9л) + 加ос』；
(6.31) тр.пос ——расчетная (допустимая) масса самолета при посадке (кг),
%. пос ~ 0,91m0 (诃一吃 + 4一 +0,38)•
Здесь L—наибольшая возможная дальность беспосадочного полета в км (тр,пос《 加о)；
1,01,01,061,201,061,20Значения коэффициента 瓦芯 в формуле (6.31),учитывающего схему главных стоек шасси
1,0
1,0
1,06
1,20
1,06
1,20
Телескопическая схема
Рычажная схема без выноса амортизационного цилиндра Рычажная схема с выносом амортизационного цилиндра
В формуле (6.31) mG. эЛ, тк. эл, т0Си — масса силовых элементов, конструктивных элементов и осей (или тележки) главныхВ формуле (6.31) mG. эЛ, тк. эл, т0Си — масса силовых элементов, конструктивных элементов и осей (или тележки) главныхопор шасси,_、…口 /с оо\тс. эл - Нет [4>6- 10-3тр. пос (! ~ то. н. Ш)+ 52>5ь(6.32)опор шасси,_、…口 /с оо\тс. эл - Нет [4>6- 10-3тр. пос (! ~ то. н. Ш)+ 52>5ь(6.32)где Яст ——габаритная высота (м) стойки главной опоры при необжатом амортизаторе (от оси колес до шарнирапри уборке шасси); т0, н. ш = m0. н. Jm0 — долямассы, приходящаяся на носовую опору шасси (на次О. Н. Ш ^ " 1 ；где Яст ——габаритная высота (м) стойки главной опоры при необжатом амортизаторе (от оси колес до шарнирапри уборке шасси); т0, н. ш = m0. н. Jm0 — долямассы, приходящаяся на носовую опору шасси (на次О. Н. Ш ^ " 1 ；стойкистойкиобычнообычно箱乩 эл ~ 々口[6,52* 10 3/??р, дос где коэффициент 々口 учитывает число箱乩 эл ~ 々口[6,52* 10 3/??р, дос где коэффициент 々口 учитывает числошассишассиповоротаповоротавзлетной стоянке);взлетной стоянке);(1 — %, и. ш) + 28], главных стоек шасси:(1 — %, и. ш) + 28], главных стоек шасси:(6.33)(6.33)
В формуле (6.31) mG. эЛ, тк. эл, т0Си — масса силовых элементов, конструктивных элементов и осей (или тележки) главных
В формуле (6.31) mG. эЛ, тк. эл, т0Си — масса силовых элементов, конструктивных элементов и осей (или тележки) главных
опор шасси,_、…口 /с оо\
тс. эл - Нет [4>6- 10-3тр. пос (! ~ то. н. Ш)+ 52>5ь(6.32)
опор шасси,_、…口 /с оо\
тс. эл - Нет [4>6- 10-3тр. пос (! ~ то. н. Ш)+ 52>5ь(6.32)
где Яст ——габаритная высота (м) стойки главной опоры при необжатом амортизаторе (от оси колес до шарнира
при уборке шасси); т0, н. ш = m0. н. Jm0 — доля
массы, приходящаяся на носовую опору шасси (на
次О. Н. Ш ^ " 1 ；
где Яст ——габаритная высота (м) стойки главной опоры при необжатом амортизаторе (от оси колес до шарнира
при уборке шасси); т0, н. ш = m0. н. Jm0 — доля
массы, приходящаяся на носовую опору шасси (на
次О. Н. Ш ^ " 1 ；
стойки
стойки
обычно
обычно
箱乩 эл ~ 々口[6,52* 10 3/??р, дос где коэффициент 々口 учитывает число
箱乩 эл ~ 々口[6,52* 10 3/??р, дос где коэффициент 々口 учитывает число
шасси
шасси
поворота
поворота
взлетной стоянке);
взлетной стоянке);
(1 — %, и. ш) + 28], главных стоек шасси:
(1 — %, и. ш) + 28], главных стоек шасси:
(6.33)
(6.33)
23456 7K
£ст.гл ],0и 1,15 1,12 1,231,27 1,30
тоси = [1,44- Ю-Зтр.пос(1 - ^о.н.ш) + 51 ^к>⑹34)
где iK — число всех колес главных стоек шасси (для шасси с тележкой —— число пар колес); Ьк — ширина колеса (шины) в м.
(6.35)(6.35)/Йн, ш = (/сх/т。)(团& ЭЛ + 恤・ эл)»/Йн, ш = (/сх/т。)(团& ЭЛ + 恤・ эл)»Относительная масса носовой опоры шасси:
(6.35)
(6.35)
/Йн, ш = (/сх/т。)(团& ЭЛ + 恤・ эл)»
/Йн, ш = (/сх/т。)(团& ЭЛ + 恤・ эл)»
где коэффициент 自 учитывает число главных стоек шасси W = 0,594 + 0,ЗЬ10-5тр.ПОС，&'Н 佐Т. ГЛ ~ 2, Е = 0,370 + 0,30* 10~5mp. пос, если nQT, гл > 2;
々сх —см. формулу (6.31)； т0 в кг.
Масса силовых элементов носовой стойки:
恨.s“ = (l,62P^m + 20)%, (6.36) где 九ст ——высота (м) носовой стойки (от оси колес до оси поворота). РЗ. ш — эксплуатационная нагрузка (т) на носовую стойку шасси при торможении. Приближенно
Р^. ш = 2-10~3mp,noc(ОД + 0,27%. м/В)^0,2Ь 10~3тр. Поо (6.37) где /1Ц>М — расстояние от центра масс самолета до земли, м; 加р・пос в кг; В — база шасси, м.
Масса конструктивных элементов носовой стойки, кг:
тк.эл=4,1Р1ш + 54,(6.38)
где Рн. ш — по формуле (6.37).
Приведенная методика расчета т^ исходит из того, что все стойки шасси убираются в крыло или фюзеляж и не требуют специальных обтекателей или гондол в убранном положении. Если же такие обтекатели требуются (как, например, на самолетах Ту-134, Ту-154, Ан-22, Ил-76 и пр), то необходимо их массу включить в массу шасси.
Масса обтекателей (гондол) шасси составляет 10. .. 12 % от суммарной массы шасси. Таким образом, с учетом обтекателей ^£П. Обт = (1,1。…1,12) Шщ.
При проектировании самолетов с вертикальным взлетом и посадкой значение 济必，полученное по приведенным выше формулам, следует уменьшить на 30 ... 35 %, если самолет рассчитывается на аэродромы с искусственным покрытием, и на 10 %, если самолет рассчитывается на грунтовые аэродромы.
Для прикидочных р а счетов относительную массу шасси можно определять по формуле Арефьева:
历皿 м "^ (0,25/то + 0,5-10-3) + 0,025,(6.39)
где Нщ — высота шасси в м (от поверхности аэродрома до конца главной стойки шасси или до оси поворота ее); т0 — в т.
Влияние давления в пневматиках на относительную массу шасси видно из следующей формулы (при тэ = const):
期=°，°55啞(2 + 好)[七.m Р§^ +
+ 0 频…裔％]'(6.4。)
где 々m^l + 12 (Нт11ф — 0,06); Яш и /ф — высота шасси и длина фюзеляжа, м; рпн< гл и рпн.а — давление в пневматиках главных стоек и носовой стойки шасси, даН/см2; тОф гл, ш и т0, н,ш — доля взлетной массы, приходящаяся на главные опоры и носовую опору (в среднем т0. гл.ш = 0,9; т0.н.ш = 0,1). Например, при 尸叫^ = =13 даН/см2 и Рпн.н = 7 даН/см2 относительная масса шасси на 19 % меньше, чем при рпн. гл = 5 даН/см2 и рПн.н = 2,5 даН/см2. При проектировании легких самолетов (m0 V 7 х Х1°з кг) для народного хозяйства, спортивных и т. п. относительная масса шасси
应 m = ^мАбт (6〃m + 11,3) 10-3 + 0,0625^-.^^- + 0,005,1 十 Рин. гл
(6.41) где коэффициент feMT учитывает материал основных стоек шасси; коэффициент 々обт учитывает наличие обтекателей; % ——высота 144
шасси, м;尸口н・гл——давление в пневматиках главных колес, даН/см2.
Значении коэффициентов в формуле (6.41)
左мт= 1,0 — основные стойки шасси из стали средней удельной прочности (например ЗОХГСА);
左мт= 0,65...0,70 — основные стойки шасси из металла высокой удельной прочности (ЗОХГСНА, ВТ-20, ВТ-22 и т. п.);
^обт = 1,0 — не имеется обтекателей;
^обт = 1,05 ——на колесах неубирающегося шасси имеются обтекатели;
%бт — 1,2 ——обтекатели для шасси установлены на фюзеляже (по типу самолетов Л-410, GAF-24 «Номад» и др.);
Лпн = 1,0 — пневматики с обычными камерами；
йпн = 0,93 — бескамерные пневматики.
Для лыжного варианта легкого самолета расчет массы шасси ведут следующим образом. Из массы шасси вычитается масса колес (известная по каталогам) и добавляется масса лыж:
^Лыж = ё'лыж^лыж»
где §Лыж = 3035 кг/ма — масса 1 ма лыжи; S^^jk — площадь
лыж в плане, м2; SM5K = WPnum； Рлыж = 1000 кг/м2 — для снега. Таким образом, /плын{ = 0,030 ... 0,035.
При проектировании поплавкового варианта легкого самолета масса поплавков в первом приближении определяется так:
^попл = ё'поПЛ^ПОПЛ'
где gnonjL = 40. .. 50 кг/м3 — масса поплавков, приходящаяся на 1 м3 их объема %皿口； уПопл = 总』能о，где mQ — взлетная масса самолета, т;电.口 ——запас плавучести. Обычно /г3фП = 1,75 ... 2,0.
Тогда тпопл = 0,07 ... 0,10.
Анализ массы шасси. Зависимость тш (т0) приведена- на рис. 6.3.
Распределение массы самолетного шасси по элементам (без обтекателей для убранного положения) дано в табл. 6.8. Данные табл. 6.8 касаются самолетов, которые эксплуатируются на бетонированных аэродромах.
На основные стойки шасси приходится обычно 80 ... 85 % массы шасси, на носовую 15 ... 20 %.
Шасси для грунта, как уже упоминалось, тяжелее, чем шасси для бетонированного аэродрома вследствие увеличенной массы колес больших размеров. Диаметр d^ и ширина 匕风(см) колес этих самолетов должны удовлетворять соотношению
Рис. 6.3. Относительная масса шасси в зависимости от взлетной массы самолета:/ — колесное шасси для бетонированного аэродрома; 2 — колесное шасси для грунтового аэродромаРис. 6.3. Относительная масса шасси в зависимости от взлетной массы самолета:/ — колесное шасси для бетонированного аэродрома; 2 — колесное шасси для грунтового аэродрома«也 ^3/5^^嘅一
Рис. 6.3. Относительная масса шасси в зависимости от взлетной массы самолета:
/ — колесное шасси для бетонированного аэродрома; 2 — колесное шасси для грунтового аэродрома
Рис. 6.3. Относительная масса шасси в зависимости от взлетной массы самолета:
/ — колесное шасси для бетонированного аэродрома; 2 — колесное шасси для грунтового аэродрома
Состав массы шасси по элементам (%)
Элементы
Главные стойки
Носовая стойка
С двумя колесами
С четырех- колесной тележкой
Колеса
55
...60
45 ...
50
20.
.25
Амортизационные стойки с шлиц-
14
16
16 ...
19
20.
.25
шарнирами
Детали тележки, оси колес
Кинематические детали и механиз-
3
4
9 ...
11
3 .
.4
20
24
20
24
45.
• 48
мы, замки, детали управления и автоматики
Створки с управлением и прочее
2
3
2
'3
3 .
.4
где т0 в кг;友 ——суммарное количество всех колес (включая носовые); аусл ——заданная условная прочность грунта (даН/см2); 々т — коэффициент тандемности,
Число колес, проходящих по колее ...123 и более
坛0,61,62,2
Для уменьшения массы шасси необходимо:
—стремиться к уменьшению высоты шасси;
——уменьшать диаметр колес и ширину, увеличивать их число и давление в шинах (в пределах, до которых обеспечивается проходимость по грунту или по бетону);
—применять бескамерные пневматики, которые на 7 % легче пневматиков с камер ами;
——применять новые (проверенные) материалы с высокой удельной прочностью, а для дисков тормозов ——с высокой теплоемкостью (в пределах целесообразности снижения массы при росте стоимости);
——применять прогрессивную технологию изготовления деталей шасси, в частности сварку встык оплавлением (без уменьшения прочности в месте сварки и практически без шва);
——избегать рычажной схемы шасси с разделением стойки и амортизатора;
——применять титановые болты в шарнирах и соединениях;
——уменьшать число деталей и их размеры, объединять их функции.
Масса силовой установки^ оборудованияи управления
Масса силовой установки. Рассмотрим маршевую силовую установку с тур бор еа ктив н ы ми двигателями и запишем массу ее в виде
团& У =々С. У^ДВ =々С. уТдвР。，
где 々с.у — коэффициент, показывающий, во сколько раз масса силовой установки больше массы двигателей (двигателя); 7ДВ = = тдвд/Р0 —— удельный вес двигателей; Ро —— стартовая тяга.
В относительных величинах
%, у =々с・у¥двРо，(6.42)
где Ро —— стартовая тяговооруженность.
Если при проектировании отсутствует фактическое значение удельного веса турбореактивных двигателей, то его можно вычислить по формуле (см. также приложение табл. IV-1)
Л + 署 +。，。5/3 + 0,06)
(6.43)
где Pof ——стартовая тяга одного двигателя без форсажа； Лк ——степень повышения давления в компрессоре (лк = 5 ... 20, обычно Лк = 10 ... 15); m —— степень двухконтурности ТРД*
Коэффициент 々с.у в формуле (6.42) имеет следующее выражение (без ограничения на стартовую массу реактивных самолетов)；
々с. у =自(1 + 0,1 九дв. рев/^кв)【左@ + 他2/Yab) X
X (1,62 +0,275m0'75)2],(6.44)
где kr ——коэффициент, зависящий от компоновки самолета и числа двигателей (табл. 6.9); ^2 ——коэффициент, зависящий от числа М полета, формы воздухозаборников и сопел (см. ниже); пдв ——число двигателей на самолете (без вспомогательных); пдв. рев ——число двигателей, оборудованных реверсорами тяги;应力一коэффициент, учитывающий наличие у. двигателей форсажных камер; % = =1 — без форсажа; 铀=1,5 — с форсажем.
Значения коэффициента ^2 в формуле (6*44)
Число М полета..
.<1
>1
>1
>1
>1
Воздухозаборники
Круглые
Круглые
Плоские
Плоские
Плоские
короткие
длинные
Сопла
.Круглые
Круглые
Круглые
Плоские
Плоские
.0,0236
0,0315
0,0354
0,049
0,051
Табл
и ц а 6.9
Значения коэффициента 瓦 в формуле (6.44)
Число двигателей
Расположение двигателей
1
2
3
4
>4
В хвостовой части На крыле
0,95
1,0
0,95
1,02
1,03 1,0
1,04
1,02
При проектировании легких самолетов для н а - родного хозяйства, спортивных ит. п., оборудованных поршневыми или турбовинтовыми двигателями, относительная масса силовой установки определяется по аналогии с (6.42):——
у = 1,36々& y7дв"0，(6.45)
где N& = NQlmo ——стартовая энерговооруженность самолета.
При отсутствии фактического значения удельного веса ПД можно воспользоваться формулой
?пд«^з-0,014^5,(6.46)
где М» ——взлетная мощность одного двигателя,. кВт; 務=0,9 Для ПД воздушного охлаждения; ^а = 1,0 для ПД жидкостного охлаждения.
Удельный вес ТВД утвд = 0,13 ... 0,17 даН/кВт.
Коэффициент 瓦.у в формуле (6.45) определяется следующим образом:
^cy^l.l +(1,36/Тдв) (0,1 +0,9/^3)-для ТВД,
々с. у Q 1,6 + 0,4 • 10叫七 _ для ПД.
Относительная масса силовой установки самолетов вертикального взлета ипосадкисреактивными двигателями
ШС. у =但с・ уУдвА)м + (^С. уУдвРо)п + (Д/ИдВ)м,(6.47)
где величины с индексом «м» характеризуют маршевую силовую установку, а величины с индексом «п» ——подъемную; (А/йдв)м ^ (0」…0」5) (/йДв)м — увеличение относительной массы маршевых двигателей, если они используются для создания подъем- ной силы при взлете и посадке; (Атдв) = 0, если маршевые двигатели не используются для создания подъемной силы.
Массу маршевой силовой установки определяют по формулам (6.42) ... (6.46). Для специальных подъемных двигателей
々С. у. И 2 (1,2 •1,25) 々с. у. м；
丫д・ в. п. — 0,05 . . . 0,07;
Р(ш = (1,15 . . . 1,25) [ 1 — Рв. м/恤],
где Рв.м ——подъемная сила, создаваемая маршевыми двигателями. дИз приведенных формул видно, что относительная масса силовой установки зависит от взлетной массы, так как 7ДВ = f (夕風 или М», a PQi и "of зависят от т0.
Зависимость Утрдд от стартовой тяги и степени двухконтурности весьма сложная, с минимумом. Наименьшее значение Утрдд получается при Рог = 1500 ... 3000 даН, если m = 1 ... 3. Если степень двухконтурности m = 6 ... 8, то 仍加2mm = =8-103 ... 104 даН.川
Наименьшая удельная масса ТРДД соответствует /п = 4 ... 6 в широком диапазоне стартовой тяги двигателей.
Относительная масса оборудования и управления. Для расчетов второго приближения могут быть использованы следующие статистические формулы.
Пассажирские магистральные самолеты (恤 > Ю4 кг):
历об. упр Q (1М) (250 + 30ппас) + 606,(6.48)
где /и。в кг; ппас ——число пассажирских мест.
Грузовые самолеты:
@6. упр 4 0,2 - 0,0085/^/2,(6.49)
где т0 в т.
Легкие многоцелевые самолеты для народного хозяйства (m0 W 7-103 кг):
тоб. упр ~ 200mo + 0,2тц. н (1+0,1Лр/Урейс) + 0,08. (6.50)
Существенной частью тоб.упр является относительная масса бытового оборудования:
^быт* об =12 (Мпас + 九зк)/恤*(6.51)
В формулах (6.50) и (6.51) mQ в кг; тп,н — относительная масса целевой нагрузки;厶卩 ——расчетная дальность полета; км; 丫炉配—— рейсовая скорость, км/ч; ппас н пэК ——число пассажирских мест и число членов экипажа.
Номенклатура оборудования военных самолетов задается ТТТ, а масса определяется в основном по каталогам. При их отсутствии рекомендуется использовать осредненные данные (см. табл. 6.1).
6・3・4・ Относительная масса топлива
Масса топлива, потребного для полета в течение времени £:
宀=\ CpPdi.(6.52)
о
Если время полета разбить на характерные участки, осреднив на каждом из них Ср и Р, то формулу (6.52) можно записать в виде
他т = X (срР灰，(6-53)
где / =^ 1 ... п ——число участков.
Поделив (6.53) на т0, получим
где К = -^- = среднее аэродинамическое качество на данном участке полета, приведенное к взлетной массе самолета.
Раскроем формулу (6.54) для самолетов с выраженным крейсерским участком полета:
历т =血т・н・р +血т. сн. п +血т・н. з +血т・пр +加Т* крейс (6.55) Здесь индексы означают: «н. р» —— взлет, набор высоты и разгон до крейсерской скорости; «сн. п» ——снижение и посадка; «н. з» — навигационный запас, «пр» — прочее (для маневрирования по аэродрому, опробования двигателей, несливаемый остаток).
При расчете взлетной массы самолета во втором приближении можно использовать следующие формулы для составляющих тт.
Удозвуковыхсамолетов с ТРД или ТРДД (с обычным взлетом и посадкой):
岳0,0035% (1—0,03m)/с ес\
^т・ н. р 〜Г—0,бО4^о，(Ь.8Ь)
где Но — начальная высота крейсерского полета (км); т — степень двухконтурности ТРДД;
血т.сн・и~0,002"к(1 -0,023//к)(1 - 0,03m),(6.57)
где //к — конечная высота крейсерского полета перед снижением самолета (км);
^т. н・ з Q°，9q/Kmax — на режиме Км 血心 пр ~ 0,006.
На режиме (匕 А) = const
'(厶—£н・Сн)Ср
mT. крейо = (1 - ^г. н. р) L1 - е~ "(^крейс-^).(6.58)
Здесь 厶——дальность полета без расходования навигационного запаса (км). Для военных самолетов L = 27?, где R ——радиус действия; 「н.сн^40Нср (где Яср ——средняя высота крейсерского полета в км) — горизонтальная дальность при наборе высоты, разгона и снижении; W — расчетная скорость встречного ветра:
& км367 …9 1012
闪,км/ч 305070
Если заведомо гпт,крейс < 0,2, то с погрешностью 2 ... 3 %
用h крейс == (1 —血入 н. р)抬詬2空权•(6.59)
При отсутствии значения сР конкретного двигателя можно воспользоваться приближенной формулой
8 = 6。+不続后，(6.60)
гдеНв км; М — числоМ полета (М V 1); Сро==О,8/(1 + 0,5// т)— стартовое значение удельного часового расхода топлива, когда (Н, Ю = 0; m — степень двухконтурности ТРДД.
На режиме (Я, К) — const скорость полета медленно уменьшается по мере расходования топлива. Для этого случая, интегрируя уравнение движения при допущении dV/dt 々 0, получим:
Скренс =二勺二"(1 - J/'l - тт. крейс)； (6.61) Р средн
历 一1 Г1 ^крейсСР средн V /с «о\ 施Г.крейе — I — [I 一 2(仆一呼)元 p•b/)
Для сверхзвуковых самолетовДля сверхзвуковых самолетовРоКтахРостах — 1РоКтахРостах — 1(6.63)(6.63)
Для сверхзвуковых самолетов
Для сверхзвуковых самолетов
РоКтах
Ростах — 1
РоКтах
Ростах — 1
(6.63)
(6.63)
где 〃 в м, /крейс в м/с; /% ——стартовая тяговооруженность самолета; Ктах — максимальное аэродинамическое качество самолета при расчетном числе М полета; g = 9,81 м/с2;
^т. сн. п ~ ‘сн. п/(1，6Км<1)0)025 , , . 0,035;
而т, м. з ~(Ср/Кгпах)м<1 ；用т. пр = 0,006；
血т.кре配—по формуле (6.58)，где
м. сн = 0,014.(6.64)
\“М 丿 Ростах — 1
Здесь Яср — средняя высота крейсерского полета (м); У^ейс в м/с, Ьн. сн в км.
Для сверхзвуковых самолетов в формуле (6.58) W == 50 км/ч.
При проектировании реактивных самолетов с вертикальным взлетом и посадкой к 血丁.н.р и 血т. сн・ п необходимо добавить относительную массу топлива, расходуемую при вертикальном взлете и посадке:
а^т QСГ0尸(/,
где Ср。= 0,8/(1 + 0,5 /風)；瓦=1,11,25; t = 0,08... 0,1 ч.
При проектировании легких спортивных самолетов, самолетов для народного хозяйства с П Д или Т В Д принимают
用)+ 0,006,(6.65)
т \ 270 ПвК /крейс 1 75Kmах \ 小 ，KmaxV
где V в км/ч; се ——удельный часовой расход топлива; т]в — КПД ВИНТЗ (Т]в — 0,75 .. • 0,80)； Ккре兑с = ©/с%； Kmax = ~2~ Р 冗％ф/%0 5 /н. з = 0,5 ч для самолетов, у которых время между посадками не более 1 ч; &・з = 0,75 ч, если при визуальном полете /^1 ... 2 ч.
151
Формула (6.58) соответствует режиму полета (V,嗡 =const, когда по мере выгорания топлива самолет медленно набирает высоту (полет «по потолкам》). Если из удобства управления воздушным движением гражданских самолетов требуется, чтобы в крейсерском полете сохранялась высота, т. е. необходим режим (Я, V) = const, то при М < 1
血т・ крейс = (1 —血т. н. р) ( 1 —( % з X
rae (@)Kmax = /°的冗%6 — коэффициент подъемной силы, соответствующий Кгпах； @о = (%/q) (1 —血т・н. р) — коэффициент подъемной силы в начале крейсерского полета;
0 = 47,1 ・ 10"4 -^ 工 £ (У + 呀 в даН/м2. Здесь 〃 в км, V и 呼 в м/с; % = g%/(10S) в даН/м2.
Следует учитывать, что режим (Я, V) = const менее экономичен по расходу топлива, чем режим (V, %) = const («по потолкам»)— см. табл. 6.10.
При полете на дальность более 3 ... 4 тыс. км нередко пользуются ступенчатым увеличением высоты крейсерского полета вместо полета «по потолкам»，В этом случае относительную массу потребного топлива можно найти по формуле
历 一八(L-Lh.ch) 口-0,256・10Y(L —Lh・ch)17
厅％・ крейа — (1 — H. p) ” — IT) к
«Ступенчатый режим» крейсерского полета мало уступает режиму «по потолкам» и экономичнее режима (Я, V) = const.
Прирост относительной массы топлива в зависимости от дальности и режима крейсерского полета показан для примера в табл. 6.10.
Таблица 6.10
Прирост относительной массы топлива + Дшт. КРейс в зависимости от дальности и режима крейсерского полета [по сравнению с режимом (匕 仆)=const]
Режим полета
Дальность полета L, км
1000
2000
3000
5000
7000
Ступенчатый полет * (Н, V) = const
0,009
0,028
0,014
0,045
0,018
0,055
0,023
0,064
0,026
0,074
Ступени дальностью 1000 км.
О ТОЧНОСТИ ВЕСОВЫХ РАСЧЕТОВ
При выводе формул для расчета массы конструкции агрегатов самолета следует стремиться к тому, чтобы весовые формулы были по возможности компактными и простыми и в то же время учитывали влияние всех основных параметров, особенностей конструкции и ограничений, разгрузку или догрузку агрегата сосредоточенными и распределенными грузами, чтобы они количественно, а не только качественно правильно учитывали влияние параметров, принимая во внимание, что масса силовых конструкций (из расчета статической прочности) существенно меньше суммарной массы агрегата. Опыт показывает, что громоздкие и сложные весовые формулы не всегда оказываются лучшими по точности.
Точность весовых расчетов должна бытьсоизмеримой с точностью исходных данных и предпосылок. На стадии технического предложения или аванпроекта достаточной точностью расчета массы самолета считается ±6 ... 10 %, на стадии эскизного проекта ±3 ... 5 %, в процессе рабочего проектирования ±1 ... 2 %. В качестве базы, эталона принимается взлетная масса первого летного образца .
Поскольку эта масса до изготовления самолета еще не известна, то в качестве базы при оценке точности весовых расчетов и формул принимают массу изготовленных ранее аналогичных самолетов и агрегатов.
Точность весовых расчетов и формул чаще всего оценивается величиной средней квадратичной погрешности
где А血》——величина несовпадения (ошибки), Amf = [(ттеор —— —加巾акт)/тфакт] 100%；加теор，«факт — теоретическое и факти-
ческое значения массы; прасч — число контрольных расчетов, в результате которых найдены значения /птеОр-
Иногда для оценки точности весовых расчетов и формул поль
зуются дисперсией ——средним значением квадрата отклонения случайной величины от ее среднего значения:
£ (А®)2
2=1
%расн -' 1
Для увеличения точности весовых расчетов и, следовательно, качества проектирования самолета рекомендуется:
—систематически проверять и уточнять весовые формулы по данным однотипных самолетов, имеющих высокую весовую культуру;
——массу каждого агрегата и каждой системы оборудования рассчитывать по нескольким формулам, имеющим примерно одинаковую точность;
——разрабатывать новые методы и формулы весового расчета, учитывающие новые требования, ограничения и условия, применение новых материалов и т. п.;
——совершенствовать систему весового контроля (см. разд. 6.6) и прогнозирования.
Только на основе тщательного весового анализа и контроля, на основе систематической весовой проработки конструкции с учетом всех аспектов проектирования (прочности, жесткости, ресурса, аэродинамики, стоимости) можно создать самолет с высокой весовой отдачей и эффективностью.
ПЕРЕСЧЕТ ВЕСОВЫХ ХАРАКТЕРИСТИК САМОЛЕТА
[.При изменении одного-двух параметров самолета или его частей новое значение взлетной массы или массы агрегатов (крыла, фюзеляжа и т. п.) проще и быстрее находить методом пересчета с исходного на новое значение, а не методом итераций. Такой пересчет целесообразно делать при весовом анализе самолета, при оценке влияния отдельных параметров, при модификациях агрегатов, когда имеется прототип. Основная формула пересчета взлетной массы, основанная на методе конечных приращений, имеет вид
^Онов = ^0 исх ±2器晶，(6.66)
左=1
где i ——изменяемый параметр; k ——число изменяемых параметров.
В случае появления дополнительной массы АтДОп имеем
^0 нов = ^о исх + ^т Д^доп>(6.67)
где кт ——коэффициент роста взлетной массы по дополнительной массе (хт — const, см. гл. 3).
Можно пользоваться при пересчете mQ и удельными показателями gt：
团0 НОВ =团0 ИСХ ± 先几(gt А')’(6.68)
где gi = Шагр/^ ^ const.
Например, если изменяется длина фюзеляжа (Ai = А/ф), то 优0 нов =加0 нсх + 乂т (g% А'@),(6.69)
где g^ =团陰/V Q const.
Если увеличивается площадь крыла (Ai = AS), то
团0 нов =优о исх + >UgsAS),(6.70)
где gs = m?^x/S ^ const — масса 1 м2 крыла; хт — коэффициент роста /и。 при заданных ограничениях.
При изменении взлетной массы относительная масса конструкции самолета может быть пересчитана по следующей формуле: 血кон =九р(0,005 /ш0 + i^^) + 0,061.(6.71)
Формула (6.71) применима к неманевренным самолетам классической схемы и имеет ограничения:卯=3,55,5; m0 = 10
...Ю3 т. При пользовании формулой (6.71) сначала корректируют численные коэффициенты ее по данным исходной относительной массы конструкции, затем производят расчет ткон с новым значением 恤.
При изменении площади крыла и нагрузки на 1 м2 крыла новое значение массы крыла может быть найдено по формуле [33]
々jHOB — Hex〃'кр — 〃'кр. б. мех々jHOB — Hex〃'кр — 〃'кр. б. мехQHOBI 能нсх21gx十龍мех мех， °мехQHOBI 能нсх21gx十龍мех мех， °мех(6.72)(6.72)
々jHOB — Hex
〃'кр — 〃'кр. б. мех
々jHOB — Hex
〃'кр — 〃'кр. б. мех
QHOB
I 能нсх21gx
十龍мех мех， °мех
QHOB
I 能нсх21gx
十龍мех мех， °мех
(6.72)
(6.72)
где ШкрХ б. мех ——исходная масса крыла без учета массы механизации; SSeL S^ex ——исходная и новая площадь средств механизации.
Если изменяется только стартовая масса, то расчет массы крыла удобно вести по формуле, которая для тяжелого неманевренного самолета имеет вид
ткр «0,0147/^ + 0,0275.(6.73)
Здесь /и。в т.
Формулой (6.73) пользуются таким же способом, как и формулой (6.71).
Пересчет массы крыла удобно также вести, пользуясь приближенным постоянством массы 1 м2 при сравнительно небольшом изменении его площади (<15) %. В этом случае
唠^=咸£ 士 gxpAS,(6.74)
ГДе gxp =团即 /ShcxConst •
Таким же образом можно пересчитать массу оперения или фюзеляжа. Например, при увеличении длины фюзеляжа
团谭=团瞪+gа毎，(6.75)
где g% = тфсх//фх 々 const.
Относительная масса фюзеляжа тяжелого неманевренного самолета в функции взлетной массы
血G - 0,005 J质丁 + 0,2т^1/3 + 0,03,(6.76)
155
где mQ в т. Формулой (6.76) можно пользоваться при пересчете /пф таким же образом, как и формулой (6.71).
При расчете массы конструкции в третьем приближении, когда известны все нагрузки и силовые схемы агрегатов, нередко пользуются различными теоретическими методами определения массы силовой конструкции. Одним из таких методов является, например, метод конечных элементов [31
Для перехода от силовой (теоретической) массы /п* к расчетной (полной) массе вводят коэффициент ^агр:
加 агр = ^агр^**
Например, для крыла неманевренного самолета по статистике
々 一〜4 5 2000一也«агр-^кр —2000+ m0
Здесь /п0 в т.
Для фюзеляжа неманевренного самолета
"гр = 'ф Q 6魏工普.
С увеличением mQ растет нагруженность конструкции, а число несиловых элементов уменьшается. Поэтому с ростом mQ значение коэффициента 如卩 уменьшается.
Численное значение ^агр можно найти не только эмпирически (с использованием статистики), но и теоретически, если определить массу несиловой конструкции агрегата, массу, связанную с «данью» технологии, эксплуатации и стоимости изготовления, а также массу, затрачиваемую на обеспечение ресурса, жесткости, надежности и на выполнение других требований.
Эта нелегкая задача стоит в ряду актуальных проектно-теоретических исследований.
О ВЕСОВОМ ПРОЕКТИРОВАНИИ И КОНТРОЛЕМАССЫ САМОЛЕТА
Рассмотренный выше расчет массы самолета является составной частью более общего понятия «весовое проектирование», куда входят еще и такие операции, как анализ массы, весовое планирование, весовой контроль, расчет центра масс и моментов инерции самолета.
При анализе массы самолета и его частей изучаются закономерности и связи между размерами, нагрузками и массой элементов конструкции, изучается наиболее благоприятное распределение массы конструкции, оборудования и целевой нагрузки. Результатом этой части весового проектирования является разработка теории весового проектирования, алгоритмов весовых расчетов, выработка рекомендаций для выбора схемы, компоновки и основных параметров самолета, объединяемых понятием «облик самолета».
В задачу весового планирования входят [331:
——разработка технических концепций и методов оптимального проектирования, в частности методов минимизации массы конструкции и взлетной массы самолета;
—разработка исходных данных, ограничений и системы лимитов для весовых расчетов*
Задачами весового контроля являются:
— составление планов мероприятий в области проектирования, конструирования, расчета прочности и жесткости, а также технологии изготовления самолета с целью снижения массы;
："-контроль за выполнением указанных выше планов;
——контроль за выполнением весовых лимитов;
—разработка системы оперативного учета изменений массы в процессе проектирования самолета;
——разработка системы весового контроля в опытном и серийном производстве самолета;
—разработка системы материального и морального стимулирования с целью снижения массы деталей, узлов и агрегатов самолета.
Весь этот сложный аппарат весового планирования и контроля приходится создавать для того, чтобы сдержать увеличение массы, удержать ее в заданных (проектируемых) пределах. Дело в том, что фактическая масса пустого самолета, как правило, превышает проектное (теоретическое) ее значение. Это обстоятельство, вообще говоря, является объективной закономерностью, отражающей диалектический характер процесса проектирования, итеративность его.
Объективными причинами роста массы пустого самолета в процессе его создания являются:
——недостаточная глубина проработки вследствие ограниченной или неточной информации на начальной стадии проектирования, когда определяется масса самолета;
—дополнительные требования заказчика;
— уточнение расчетных данных, отклонения от проекта с целью улучшения общей эффективности самолета (чаще всего сопровождаемые ростом массы);
— трудности реализации новых разработок (новые двигатели, материалы, технология, оборудование и т. п.);
——доработки после статических и динамических испытаний на прочность, доводка после летных испытаний.
При весовом проектировании следует учитывать, что:
рост массы и перетяжеление —— явления различные;
совпадение фактического и проектного значений массы пустого самолета возможно в пределах некоторого допуска;
—недостаточная точность весовых расчетов может привести к перетяжелению.
Для снижения роста массы самолета стремятся отделить перетяжеление, в основе которого субъективные факторы, не-
достаток опыта или времени, от объективных причин роста массы.
Опыт свидетельствует о том, что взлетная масса самолета увеличивается в среднем на 6 ... 8 % в процессе проектирования и изготовления опытного образца и еще на 1,5 ... 2 % — во время внедрения в серию, итого — на 7,5 ... 10 % (по сравнению с первоначальной теоретической массой).
Для сдерживания роста массы самолета применяются различные методы, в частности:
— проектирование с весовым резервом, когда заранее планируется рост массы пустого самолета. Резерв в этом случае используется для корректировки весовых лимитов;
——планирование модификаций самолета на. ранних стадиях проектирования;
— использование резервов прочности, которые в большинстве случаев выявляются при испытаниях. В соответствии с этим методом прочность самолета рассчитывается на несколько заниженные нагрузки;*
——метод повторного проектирования, когда без значительных затрат времени и средств, без кардинальных изменений перерабатываются рабочие чертежи агрегатов, узлов и деталей (известно, что любая конструкция может быть усовершенствована и облегчена путем уточнения нагрузок, более тщательного конструирования, внедрения новых конструктивных схем, новых материалов, технологии и т. п.).
В процессе контроля массы на всех стадиях проектирования разрабатываются весовые лимиты для каждого агрегата самолета, причем по мере продвижения проекта лимиты корректируются. Разработка лимитов ведется инженером-весовиком совместно с конструктором данного агрегата. В начале конструирования агрегата выполнение лимитов требуется обычно с точностью 3 ... 5 % (завышение массы), затем требования становятся более жесткими: перетяжеление допускается не более чем на 1,5 ... 2% .
Глава 7
ОПТИМИЗАЦИЯ ПРОЕКТНЫХ ПАРАМЕТРОВ САМОЛЕТА
ОПТИМИЗАЦИЯ ПРОЕКТА САМОЛЕТА НА ЭТАПЕРАЗРАБОТКИ ТЕХНИЧЕСКОГО ПРЕДЛОЖЕНИЯ.
ОБЩИЕ МЕТОДИЧЕСКИЕ ПОЛОЖЕНИЯ
Проект нового самолета на этапе технического предложения должен отражать результаты проектно-конструкторских изысканий рациональных параметров самолета. Под рациональными параметрами понимаются такие, которые наилучшим образом отвечают назначению самолета.
Разработка технического предложения ——наиболее ответственный этап процесса проектирования, так как главные технические концепции и примерно 80 % основных решений по проекту принимаются именно на этом, самом раннем этапе. Результатом его является техническая документация, содержащая чертеж общего вида самолета и перечень его летно-технических характеристик (ЛТХ). Именно чертеж общего вида отражает общую и аэродинамическую схемы самолета, размеры и формы его основных частей, которые в совокупности хар а ктер из уются геометрическими параметрами. Они выступают в качестве независимых, искомых переменных. Можно найти такое сочетание их значений, что проект самолета будет удовлетворять поставленным ТТТ и ТЗ (или ограничениям), но при этом основной оценочный критерий (целевая функция) будет иметь экстремальное (наименьшее или наибольшее) значение, а соответствующие ему значения проектных параметров будут оптимальными.
Если решение по выбору отдельных проектных параметров обосновано не формальными методами, то в целом все проектные параметры называются рациональными.
Процесс принятия оптимального или рационального решения по выбору проектных параметров самолета не является одношаговым. В качестве первого шага на основе ТТТ и ТЗ делаются приближенные оценки значений основных геометрических проектных параметров и технических характеристик самолета (главным образом весовых). Приближенные оценки значений безразмерных геометрических параметров, характеризующих формы частей самолета, принимаются на основе имеющегося опыта строительства самолетов, т. е. с использованием статистики. и фундаментальных знаний специальных авиационных наук (аэродинамики, строительной механики, динамики полета и т. п.). Такой подход к приближенным оценкам проекта нового самолета вполне правомерен, если технические концепции самолета не выходят далеко за рамки известных прототипов.
Однако в случае разработки проекта принципиально нового самолета, технико-экономические или тактико-технические характеристики которого весьма далеко выходят за рамки имеющихся прототипов (например, по величине целевой нагрузки или скорости полета и т. п.), необходимо делать приближенные оценки прогнозного характера по ожидаемым величинам его технических характеристик и вероятности возможной реализации (или риска) проекта в целом.
Методы и результаты приближенных оценок проектных параметров нового самолета имеют двойное назначение: во-первых, они важны сами по себе (познавательно) и могут носить законченный характер в условиях крайне ограниченного времени для принятия предварительных проектных решений; во-вторых, они могут служить начальной (или пусковой) точкой для последующих уточнений в итерационном процессе вычисления техниче-
Скйх характеристик самолета и в процессе поиска рациональных значений проектных параметров.
По результатам первого приближения оцениваются не только проектные параметры, но и все взаимосвязанные основные технические характеристики самолета, определяющие расчетные условия для последующих их уточнений. К таким характеристикам следует отнести прежде всего расчетную взлетную массу и расчетную нормальную перегрузку, что весьма характерно для неманевренных самолетов.
Разделение проектных параметров на две категории: на главные и второстепенные, или на параметры первой очереди и параметры второй очереди, несмотря на некоторую условность, вполне правомерно и даже необходимо с точки зрения методологии принятия «точного» (или уточненного) решения на последующих шагах по выбору их оптимальных или рациональных значений.
В качестве искомых проектных параметров первой очереди могут быть размеры крыла самолета и его двигателя, характеризуемые, например, величинами площади крыла и миделя двигательной установки {S, SM.д.у| или величинами площади крыла и стартовой тяги (эффективной мощности) силовой установки: {S, Ро} или {S, &J.
Параметрами второй очереди могут являться удлинение крыла, его средняя относительная толщина, стреловидность, сужение и т. п.: {儿 с, х, % …}； то же и для оперения; диаметр и удлинение фюзеляжа, удлинения его носовой и хвостовой частей: {Оф> %Ф，Хн< ф, %л.ф,…}; степень двухконтурности ТРДД т или диаметр винта 方в ПД или ТВД и т. д.
Следует отметить, что поиск рациональных проектных параметров и соответствующих им технических характеристик самолета должен вестись на основе физических зависимостей (имитационных моделей), существенно отличающихся от зависимостей, используемых в приближенных расчетах, причем эти последние после определения начальной точки должны быть исключены из итерационного цикла определения допустимых или оптимальных значений всего множества проектных параметров.
Однако прежде чем оптимизировать проектные параметры, необходимо выбрать схему самолета, что является самой сложной проблемой в проектировании. Решена она может быть на основе сравнения возможных вариантов схем, оптимизированных по своим параметрам. Выбор наилучшей из оптимизированных схем на основе единого для них объективного критерия при прочих равных условиях может служить основанием для принятия решения о дальнейшей проработке проекта.
При наличии конкурирующих или равноценных схем среди оптимальных необходимо продолжить более детальные разработки каждой из них на этапе эскизного проекта и провести по* вторное их сравнение.
Следует заметить, что такой конкурсный подход при выборе схемы, если это сразу не очевидно, полезно проводить не только для равноценных, но также и для резервных вариантов, занимающих вторые места: при последующих детальных проработках резервные варианты могут оказаться более предпочтительными.
Проблему выбора, например, аэродинамической схемы самолета можно свести к параметрической оптимизационной задаче, если искомые параметры будут характеризовать аэродинамическую схему.
Вполне очевидно, что организовать и реализовать полноценные вычислительные процедуры выбора схемы самолета с оптимальными параметрами «ручными» методами за приемлемое время практически невозможно. Сделать это можно только с использованием ЭВМ — либо в режиме пакетной обработки информации, либо в рамках автоматизированной системы проектирования с использованием диалога проектировщик (пользователь) — ЭВМ.
В настоящей главе излагается материал, который может служить методологической основой для построения формального и неформального (с использованием диалога) процесса^ выбора рациональных проектных параметров самолета заданной схемы.
Наиболее близко этот материал отвечает методике дипломного проектирования, когда основные абсолютные размеры и некоторые геометрические формы самолета должны быть определены оптимальным образом на основе полученного дипломантом задания и принятой им схемы.
АНАЛИЗ ВЛИЯНИЯ ИЗМЕНЕНИЯ ПРОЕКТНЫХПАРАМЕТРОВ ПРИ ИХ ОПТИМИЗАЦИИ
НА ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТА
В практике проектных исследований чаще всего решаются задачи определения летно-технических характеристик самолета при заданных значениях параметров планера самолета и его двигательной установки. Результаты решения именно этих задач соотносятся с требованиями к самолету по его летно-техническим характеристикам, и на основании полученного или экстремального значения оценочного критерия делается вывод о приемлемости или неприемлемости проектных параметров, а также о возможных путях их улучшения.
При выборе проектных параметров необходимо не только выяснить, как они влияют на летно-технические характеристики самолета, но и определить, в какой мере эти хар актер истики могут соответствовать значениям, заданным ТТТ. Анализ такого влияния должен производиться с помощью независимого изменения каждого параметра, подлежащего оптимизации. Поэтому в число рассматриваемых (рассчитываемых) вариантов проекта, соответствующих заданным значениям свободных параметров, могут входить и такие, которые не будут удовлетворять ни условиям
6 С. М. Егер и др. 161
физической реализации, ни заданным значениям летно-техниЧе-寸 ских характеристик по ТТТ. Вполне очевидно, что такие варианты ， должны быть исключены из рассмотрения при последующем ^ параметрическом анализе.扌
Отмеченное обстоятельство отражает тот простой факт, что f параметрический анализ (а точнее ——сопутствующие ему пара- : метрические расчеты) проводят в такой момент, когда процесс : проектирования еще не замкнут принятием проектно-конструк- : торского решения, т. е. выбором рациональных значений проект- : ных параметров..；
Работы, связанные с такими проектными параметрическими рас-；
четами и с последующим их анализом, являются сердцевиной всех проектных изысканий. Независимо от того, как выполняется процедура выбора проектных параметров (формально или неформально), результаты параметрических расчетов и основанного на них анализа являются ядром всех процедур оптимизации проектных параметров.
Диапазон изменения значений проектных параметров с наибольшей степенью вероятности должен включать и ожидаемые их оптимальные значения. Для выбора такого диапазона лучше всего ориентироваться на значения, получаемые на основе прибли- женных проектных расчетов (см. гл. 4).
Так, например, по расчетам первого приближения можно определить ожидаемые значения различных проектных параметров (площадь крыла S = Sm и стартовую тягу двигательной установки 戶6 = А，"), а также ожидаемые значения безразмерных параметров (удлинение крыла 入 = Am, его среднюю относительную толщину с = c(i\ стреловидность %п.к = Хп^, сужение 刀= =т]“) и т. п.). Приближенные значения таких же параметров могут быть определены или приняты для оперений (горизонталь- ' кого и вертикального), которые могут быть дополнены их относи- тельными размерами в виде S”。= SW и Sb“ = S^Q. Для фюзеляжа могут быть определены значения его параметров первого приближения в виде абсолютного или относительного размера диаметра фюзеляжа 。巾=Z)黑 или 。巾=。黑 соответственно, его полного удлинения 入巾=入#)и удлинений его носовой и хвостовой частей, т. е.九巨.ф = 九？% и Хх. ф = А?" соответственно.
Число свободных проектных параметров может быть значительно сокращено, если часть из них принять постоянными в силу того, что их изменение практически не оказывает влияния на ре・ зультат проектирования или их значения уже установились в практике проектирования самолетов данного типа.
Другой путь сокращения числа свободных проектных параметров состоит в том, что на часть параметров накладывают проектные связи и они становятся зависимыми от свободных параметров. Так, можно получить связь между сужением крыла и его удлинением и стр елов идностью по передней кромке при заданной 162
стреловидности задней кромки, или можно связать удлинение фюзеляжа с его диаметром и удлинениями его носовой и хвостовой частей при заданном уровне комфорта для пассажиров, или —— выдержать определенное соотношение размеров, характеризующих общий вид самолета, и т. п. Такие зависимые проектные геометрические параметры можно отнести к категории компоновочных технических характеристик самолета.
В число постоянных параметров можно включить параметры двигательной установки с конкретным двигателем, определенным по результатам расчетов первого приближения. Целесообразность этого вытекает из того факта, что, если параметры двигательной (или силовой) установки принимать переменными и использовать в параметрических расчетах ее имитационную модель, то после определения ее оптимальных параметров (совместно с оптимальными параметрами планера) все равно необходимо будет перейти к конкретному двигателю, который будет отличаться от оптимального. Тогда, чтобы не потерять всех преимуществ оптимизации, необходимо будет повторно провести оптимизацию параметров планера самолета, наилучшим образом отвечающих принятому конкретному двигателю.
Совместная оптимизация параметров планера и двигательной установки должна проводиться только в том случае, когда предполагается одновременное проектирование нового самолета и соответствующего ему специального нового двигателя. Если же принимать изменения параметров двигательной установки в соответствии с перечнем каталога конкретных двигателей (дискретно), то оптимизация проекта самолета сведется к многократной оптимизации только параметров планера и к последующему выбору наилучшего варианта самолета из всех оптимизированных. Это и определит конкретный оптимальный двигатель из всего перечня по каталогу.
Таким образом, типичным для оптимизации проектных параметров самолета является случай, когда двигатель задан.
Для анализа влияния проектных параметров на летно-технические характеристики самолета прежде всего проводятся параметрические расчеты его технических характеристик. В число основных технических характеристик проекта самолета на уровне технического предложения входят:
—— геометрические характеристики;
—инерционно-массовые или весовые характеристики;
—аэродинамические характеристики;
—характеристики силовой установки;
— характеристики взлетно-посадочных устройств;
компоновочные характеристики.
Геометрические характеристики самолета определяют его размеры и форму. Вычисляются они через заданные значения свободных проектных параметров и компоновочных характеристик самолета. Геометрические характеристики являются исходными
6*6*163
6*
6*
данными для определения других технических хар актери- стик.
Инерционно-массовые или весовые характеристики включают взлетную массу самолета ги0 и все ее компоненты mz, такие, что 恤 = £色・ Под аэродинамическими х ар актер и сти к ами самолета следует понимать прежде всего поляру самолета на крейсерском и взлетно-посадочных режимах полета сх （&, М, ", V, 6заКр） и соответствующие этим режимам значения ©max как для всего самолета, так и для его оперений, а также положения фокусов на крыле и оперениях как по углу атаки, так и по отклонению рулей или механизации （元戶虱 и 元尸2/）・
В качестве характеристик силовой установки выступают характеристики двигательной установки и топливной системы в виде абсолютных их масс, а также в виде геометрических размеров двигателя, его весовых данных, степени двухконтурности, высотно-скоростных и дроссельных характеристик: тс>у — тк. у + + 加T. c； одв，lдв； 2Т. Д； LГ. Д； ^ДП1 加；尸（匕"）；"（匕 "）" сР （戶）при （匕 А"） = const.
Характеристики взлетно-посадочных устройств （шасси） включают данные по их схеме, габаритам, проходимости в зависимости от условий базирования и эксплуатации самолета.
Под компоновочными х ар актер и сти ками самолета （в рамках чертежа его общего вида） следует понимать прежде всего координаты взаимного расположения основных компоновочных групп относительно одной из них, принимаемой за базовую, обеспечивающие нормированную безопасность эксплуатации самолета в воздухе и на земле. Следует заметить, что компоновочные характеристики связаны практически со всеми проектными параметрами и остальными техническими характеристиками самолета. Некоторые компоновочные характеристики по существу являются и геометрическими.
В связи с этим необходимо отметить общую особенность технических характеристик: они зависят не только от проектных параметров и расчетных случаев, т. е. от летных характеристик, но и от самих себя. Указанная особенность наиболее наглядно проявляется на примере определения （вычисления） взлетной массы самолета, носящего итерационный характер:
где 欣出=色（谓出）；k — номер итерации, & = 1, К・ Здесь К — номер последней итерации, определяемый заданной точностью вычислений для всех компонентов взлетной массы:
max {&"）} «£加 КП, "；£# ==I 欣К） 一 т^ \/т{^- £宀 10-u；
Q2・
Вычисление других технических характеристик при заданных значениях свободных проектных параметров и летных характеристик носят также итерационный характер. Основные соотношения для их вычислений приведены в гл. 14 ... 19.
Определение летных характеристик для проведения того же параметрического анализа производится в соответствии с перечнем, который условно можно представить состоящим из трех основных групп, отражающих проектные свя^и или расчетные условия проектирования, основные условия реализации полета и гарантии его безопасности и, наконец, условия нормальной эксплуатации самолета конкретного назначения.
В общем случае этот перечень можно представить следующим образом. В первую его группу можно включить определение максимальной эксплуатационной и расчетной перегрузок 九启 н九ур =扭дз・
Во вторую группу войдет определение потребных тяг Рпотр или избытков тяг (АРцзб = РраСп — Рцотр) Для наиболее характерных установившихся режимов полета, а также избытков подъемной силы при q = @区。仃 и % =孔刃 на основном рабочем режиме полета AF = ?配口 一 g加
В третью группу перечня летных характеристик войдут расчеты по определению:
——характеристик крейсерских режимов полета (7крейс, Якрейс> Lpacq，丄max Н T・ 口,)；
— характеристик набора высоты (скороподъемности) и снижения (Ид,bj 丿у.н.в, Тн. в，£н・в，Русн，『сн，^сн " Г П.),
— взлетно-посадочных характеристик (Уотр, Lpa36, Lnoc, ^з. п» Унос，^Вцп М Т* 口・)；
— маневренных характеристик (пу доп, nx тах, сог тах, /?вир, Твир М Т・П)；
— характеристик устойчивости и управляемости (%, Ор, Е，Ткоп，6》，бвбап ИЛИ <р0 и %а” ％，九зат И Т' П')'
Здесь Тнол ——время затухания колебаний, пзат — число колебаний до затухания;自 一 относительный коэффициент демпфирования колебаний；况=I О)% max |/| Зутах [•
Если первые две группы перечня летных характеристик являются наиболее общими и используются при проектировании самолета практически любого назначения, то третья группа этого перечня должна составляться в соответствии с перечнем ТТТ, предъявляемых к самолету конкретного назначения.
Необходимо отметить, что в зависимости от методологической концепции проектирования самолета некоторые летные характеристики могут взаимно исключать одна другую из указанного перечня. Например, если ведется проектирование самолета с заданным двигателем, то достаточно определить зависимость потребных тяг при заданной максимальной скорости полета от проектных параметров самолета (планера), и при этом нет необ-
ходимости в определении зависимости максимальной скорости (при Н = const) от тех же проектных параметров. И, наоборот, если ведется проектирование самолета с《переменным》двигателем, то необходимо определять зависимость максимальной скорости от проектных параметров самолета, в число которых включены и параметры двигателя. Однако при этом не следует специально определять зависимость потребной тяги от проектных параметров.
Следует заметить, что в первом случае определение потребных тяг не сопряжено с какими-либо вычислительными трудностями, в то время как во втором случае определение зависимости максимальной (или минимальной) скорости полета может быть сделано только с помощью итерационного процесса вычисления. Это видно из формулы
二］/Р黑落L) ｛ 1 + "-［』Г%*РЕ『｝，
которая для практических итерационных вычислений будет иметь вид 一
/在+1) — (^max) Ji 丄】g优 121 max - ь ［脸X(嚼"(嘘。卄
где k ——номер итерации, k i, K.
Процесс вычисления Vmax может быть остановлен, как только е = К прн условии, что I V^x ~ 0^С|/Мах « %, где ev — заданная точность вычисления 1/тах.
Итерационный характер вычислений для проведения полноценного параметрического анализа приводит к необходимости использования мощной вычислительной техники типа ЭЦВМ. При отсутствии ЭЦВМ приходится выбирать такую методологическую концепцию параметрического анализа, которая не предусматривает использование итерационных процессов вычислений, практически не выполнимых при «ручных» расчетах.
Для обобщения задачи параметрического анализа множество свободных проектных параметров можно представить вектором %, х =|修｝, i = 1, /; множество технических характеристик — вектором у, ут — ｛分｝, / = 1, J； множество рассматриваемых летных характеристик — вектором z, / = ｛叫，/ = Т^~L. Тогда параметрические зависимости технических и летных характеристик можно представить вектор-функциями у =屮(％, z, у) 口 z = =屮(％, У, z) соответственно, а параметрическую зависимость оценочного критерия — скалярной функцией f (%, у, z).
Из вида вектор-функций ер и яр следует, что вычисление значений у и z связано как с внутренними итерационными циклами (вычисление у при х = const и z = const и вычисление z при х = =const и у = const), так и со смежными циклами (вычисление у при х = const и z = var и вычисление z при х = const и у = var).
Полезно сохранить именно такую структуру вычислений, так как она позволит автономно вычислять характеристики g и z, несмотря на то, что она может потребовать несколько большее число итераций, чем при структуре общесистемного цикла. Более того, при использовании ЭВМ это позволит сохранить блочно-модульную структуру программного обеспечения.
Параметрический анализ представляет собой систему проектных расчетов летно-технических характеристик самолета при некоторой заданной последовательности значений свободных параметров, включающей и наиболее подходящие (или наиболее вероятные) для реализации проекта. Такая последовательность значений свободных параметров может строиться либо произвольно, т. е. по интуиции или опыту проектирования, либо упорядоченно, т. е. по определенной методике, формально. Второй подход наиболее эффективен для построения анализа при любой квалификации проектировщика и при использовании ЭЦВМ для расчетов.
В общем случае анализ производится в некотором интервале значений свободных проектных параметров [xmln; хтах]. Изменение каждого параметра хъ i С U，‘1 можно производить, в общем случае, с некоторым произвольным шагом А/ относительно %min или %тах, например, в внпе*建) если %!" = Ximin, или в виде %豊=X?)— I |, если 必1)=左 max, где Ах俨=0; k = Г~^; причем Xi = 4° 士 ± I Ах^-1) I = gmax, %mm}・ Однако для того, чтобы объективно оценивать изменение значений летно-технических характеристик {у, ?} в зависимости от изменения значений свободных проектных параметров х, необходимо равномерно изменять параметры, т. е. изменение 修 нужно производить с равномерным изменением шага: I Ах^}| = (й — 1)1 Ахг|, где | Ахг | = const = | хг max — —Xmm『(K — 1)- Очевидно также, что для упрощения вычислений желательно иметь значение | Ахг | целочисленным или содержащим только одну значащую цифру {…；0,1; 1,0; 10,0;…}, или округленным.
Тогда число шагов изменения параметра 修 для анализа определится соотношением & = 1 + intgr [| xz max — —xt mln|/| AxJ], где символ intgr а означает операцию округления числа а до целого путем отбрасывания его дробной части. Анализ характеристик самолета при этом будет производиться для значений свободного проектного параметра, определяемых соотношением X夕=Xi min + 他一1) I А修 I ИЛИ A•汐=芻 max 一依 一 1) ) A芻 |■
Опорные значения каждого свободного параметра хг ш1п или %i max МОЖНО прИНЯТЬ Либо ПРОИЗВОЛЬНО (ПО ЛИЧНОМу ОПЫТу), либо на основе расчетов первого приближения, т. е. с использованием практики самолетостроения или статистики. Поэтому, если вычислены или определены другим путем значения свободных проектных параметров первого приближения %?〉, то для определе-
167
йия интервалов их изменений, необходимых для анализа характеристик, можно воспользоваться простыми соотношениями: Xi min = 0,5£D и xt max = 2*叱 Целесообразные округления этих опорных значений можно сделать на основе простых соотношений 爲 min = lO^intgrCO^-lO1"^0) И 修 max - Ю^1 intgt(2- Ю1^0), где 卩=intgr (lgxf))・
При большом числе значений каждого i-ro параметра Ki (или при мелком шаге задания х») значительно возрастает число рассчитываемых вариантов проекта: М = 口凡 где / — число свободных проектных параметров, a R — число значений («точек») каждого iro параметра. При % = const = К М = К" Например, если анализ ведется по пяти свободным параметрам (/ = 5) и каждый параметр будет иметь десять значений (& = 10), то число вариантов проекта будет равно 100 000. Общее же количество чисел, которое необходимо будет запомнить для проведения анализа, составит N = "厶口％. Тогда для приведенного выше 1
примера при J = L = 10 N = 50- 10е чисел.
Поэтому вполне естественно, что при проектных параметрических исследованиях (анализе) всегда встает вопрос о целесообразном числе параметров и шагов их изменений, а также о целесообразном числе рассматриваемых характеристик, даже тогда, когда предполагается использовать мощную вычислительную технику —— ЭЦВМ.
Наиболее остро этот вопрос встает при производстве параметрических расчетов «ручным» способом (с использованием счетной линейки или миникалькулятора). В таких случаях величины / и Kt должны быть минимально возможными. Во всех случаях, если есть затруднения в выборе интервалов варьирования свободных параметров, то формально можно поступить так, как было указано выше: Ximin=0,5xJ1) и Х1тах=2^1) (сучетом округлений).
Очевидно также, что минимальное число значений каждого параметра не должно быть меньше четырех (% ^ 4), иначе будет невозможно сколько-нибудь четко представить протекание зависимости характеристики при изменении параметров. В этом случае изменения параметров можно производить с шагом Ах^ = =0,5£", т. е, можно задавать нм дискретные значения в соответствии с соотношением = 0,5йхР\ & = 1, 4.
С целью облегчения расчетов, построения графиков у =屮(％), z =屮(％) и чтения результатов можно использовать округленные задаваемые значения свободных параметров, например, в соответствии с соотношением
X* = lo"L% intgr(0,5・ io""»D)，k = n, где 同=intgr (1g x”).
Итак, используя заданные значения свободных проектных параметров и полученные зависимости от них летно-технических характеристик, в конечном счете можно найти и зависимость оценочного критерия от тех же свободных параметров f (х), необхо^ димую для завершения параметрического анализа принятием решения по выбору их оптимальных значений. В качестве оценочного критерия могут быть использованы технико-экономические стоимостные или эффективностные показатели, а также любая летно-техническая характеристика самолета (например, в качестве оценочного критерия может быть использована взлетная масса самолета, которая минимизируется).
Принятие решения по выбору оптимальных проектных параметров самолета должно производиться с учетом как естественных (физических) ограничений, так и ограничений, накладываемых на параметрические зависимости летно-технических характеристик значениями их по ТТТ. Именно эти ограничения, переносимые с параметрических зависимостей летно-технических характеристик на параметрическую зависимость оценочного критерия, определяют область допустимых значений проектных параметров. Точка этой допустимой области (если эта область существует), доставляющая экстремум (минимум или максимум) оценочному критерию, является оптимальной точкой, а значения проектных параметров в этой точке — оптимальными.
Таким образом, обобщенная задача параметрического анализа может быть сформулирована следующим образом: на упорядоченном множестве значений вектора свободных параметров X вычислить множество значений векторов технических и летных характеристик У к Z соответственно и множество значений скалярной функции оценочного критерия F.
Очевидно, что после окончания итерационных процессов вычислений будут иметь место функциональные соответствия множеств У-Ф(Х), Z = T(X) и 尸(X).
Однако задача выбора оптимальных значений свободных проектных параметров может быть решена только после того, как будут заданы ограничения У0 и Z° на множества значений Y и Z или Ф (X) и 帀「(X). Тогда из обобщенных отношений Ф (X) m 三产 и Y^X)三 Z° будут следовать обобщенные обратные отношения Ху 三①г (严)и Х^ 三 T*T (Z。), откуда следует, что допустимое множество параметров определится отношением Хдоп 三 三 X, П X?, а оптимальные значения параметров Xopt G ХПОп определятся, например, соотношением f (xopt) =fmln = min F (X).
/они*
В зависимости от наличия тех или иных вычислительных средств параметрический анализ и построенная на его основе оптимизация проектных параметров могут выполняться^различ- ньши методами. При отсутствии мощной вычислительной^техники может быть применен упрощенный графоаналитический метод; при использовании ЭЦВМ — различные численные методы. Пре- 169
имущество первого метода — его наглядность и простота, преимущество второго ——многомерность, большая точность и быстрота получения результата. Недостаток первого — одно-двухмерность задачи и недостаточная точность; недостаток второго ——отсутствие наглядности получаемого результата.
73 ГРАФОАНАЛИТИЧЕСКИЙ МЕТОД ОПТИМИЗАЦИИПРОЕКТНЫХ ПАРАМЕТРОВ
При отсутствии мощных вычислительных средств типа ЭЦВМ оптимизировать проект можно и с помощью «ручных» средств, используя счетную линейку или микрокалькулятор для табличных расчетов по параметрам и последующее построение графиков на миллиметровой бумаге. Однако число параметров при этом может быть взято небольшим / = {1, 2, 3}・ При ограниченном времени для решения поставленной задачи «вручную» достаточно ограничиться двумя параметрами (/ = 2). При этом один параметр должен характеризовать абсолютные размеры самолета, а другой ——какой-нибудь безразмерный параметр ——х ар актер из ов ать форму самолета или его крыла.
В качестве первого параметра целесообразно взять площадь крыла S, а в качестве второго, например, удлинение крыла X или относительную толщину крыла @, или стреловидность крыла %rt и т. п., т. е. такой безразмерный параметр, который наиболее важен для проекта или наименее очевиден.
Таким образом двухмерная оптимизационная задача может характеризоваться такими парами параметров: % = {Si, А}; % = {S, с|; % = {S, хЛ И т. п.
Иногда может представлять большой интерес оптимизация двух параметров, характеризующих абсолютные размеры самолета и его силовой установки. Такими параметрами могут быть, прежде всего, площадь крыла S и стартовая тяга двигателей Ро или их стартовая эффективная мощность Ng：
x = {S, Ро}; x={S, MJ.
Однако после такой оптимизации, согласующей планер с двигательной установкой, необходимо будет перейти к подбору реального двигателя (ближайшего по каталогу), параметры и характеристики которого могут отличаться от оптимального (гипотетического). Вполне очевидно, что при таком переходе прежние оптимальные соотношения нарушатся; это потребует повторной оптимизации параметров планера (S) при заданном двигателе (Ро).
Чтобы избежать этой излишней проектной итерации, можно подобрать реальный двигатель на основе приближенных оценок технических характеристик самолета (см. гл. 4), а оптимизацию проекта провести с выбранным (заданным) двигателем по двум проектным параметрам планера самолета, характеризующим его абсолютные размеры и форму, как было сказано выше. В таком 170
случае согласование параметров планера с реальной двигательной установкой будет более полным.
Поскольку вычислительные возможности «ручных» способов весьма ограниченны, то параметрические расчеты необходимо производить для минимально возможного числа заданных значений каждого параметра. Этому положению могут отвечать четыре значения для каждого из двух параметров, что даст шестнадцать значений технических и летных характеристик или шестнадцать вариантов проекта.
Выбор диапазонов или интервалов и шагов изменения каждого параметра можно производить на основе приближенных их оценок в соответствии с правилом, указанным в разд. 7.2.
Учитывая, что при «ручных» параметрических расчетах затруднительно или практически невозможно организовать итерационный вычислительный процесс, следует проделать некоторые специальные предварительные аналитические преобразования и принять некоторые вычислительные ограничения.
В качестве такого предварительного аналитического преобразования необходимо отметить использование новых формул, получаемых из решения системы линейных уравнений, связывающих ряд технических характеристик самолета. Важнейшими из них являются весовые характеристики и соотношение между ними. Так, например, взлетная масса самолета mQ и масса его крыла /икр могут быть определены из системы двух линейных уравнений:
(1 — £ 历j) m0 一 /^Kp =』；(а)
—岛恤 + 焼 р"%р = В,(б)
где (а) —— уравнение весового баланса самолета, в котором выделена масса крыла и массы, пропорциональные взлетной массе самолета; (б) — уравнение массы крыла.
Коэффициенты при т0 и %目 и правые части в уравнениях (а) и (б) являются функциями параметров и могут быть вычислены заранее. В общем случае они имеют вид: Л = 2 т« — сумма всех компонентов массы самолета, кроме массы крыла и масс, пропорциональных взлетной массе самолета; В = ksS ——йт, cmT. с — —X 依 гр. кр加i Гр. кР 一 сумма несиловой массы крыла (ksS) за вычетом силовой массы от разгрузки крыла топливом с топливной системой (——«т. стт< с) и сосредоточенными грузами на крыле (—Z 自 гр. кр色 гр. кр)-
Таким образом из системы уравнений (а) и (б) можно получить конечные расчетные формулы вида
% =伏叩厶 + ^)/Ькр(1 一 £ ®)-瓦I；
^кр = 1^(1 — £ 历 j) + &о4]/[&нр (1 — £ ®)—瓦]・ Результат расчета по этим формулам эквивалентен результату расчета по итерационным формулам вида
/n/D =(欣金 + /)/(1 一 и т^ т^ = (5 + 岛時)/色Р
при бесконечном количестве итераций, т. е. при Е f 8 (верхний индекс k — номер итерации).
Использование конечных расчетных формул, полученных аналитически, значительно упрощает и облегчает расчеты и повышает их точность. Однако такой прием не всегда удается применить, особенно когда соотношения между х ар актер ист ик ам и трансцен- дентны или существенно нелинейны. Так, например, коэффициенты в уравнении (б) зависят от расчетной нормальной перегрузки пу^ которая для неманевренных самолетов может определяться болтанкой и связана с расчетной (взлетной) массой самолета т^ соотношением
= ф + 々вхС； Р"北。］*严• . • (В) Поскольку разрешить аналитически систему уравнений (а), (б) и (в) затруднительно, а полученные конечные формулы могут оказаться громоздкими и неудобными для расчетов, то целесообразно ограничиться только формулами для 加。и 加居卩,полученными из усеченной системы уравнений (а) и (б), и вести расчеты т0 и /Икр в предположении, что п^р является величиной постоянной, определенной при значениях взлетной массы и площади крыла по первому приближению; т0 = mf)и S = S(1). Тогда, определяя по параметрам т0 (S..・) на основании формулы, полученной из системы уравнений (а), (б) при %р = const =囁,и подставляя значение 恤 (S, ...) в формулу (в), можно определить параметрическую зависимость n^p (S, …).
Приравнивая далее n^p (S,...)—端,можно определить множество значений параметров, при которых будут выполняться расчетные условия по прочности конструкции крыла. Вместо равенства n^p (S, ...) = м》^ можно рассматривать менее жесткое ограничение в виде неравенства n^p (S, ...) v п》?, откуда следует, что все варианты проекта, отвечающие условию n^p (S,...) < < Пур, могут быть несколько перетяжелены, поскольку т0 и ткр определялись при %?=噬.
Независимо от того, какого вида ограничение будет рассматриваться при оптимизации параметров, видно, что возможности «ручных» методов не позволяют получить полноценного результата: либо допустимая область проектных параметров будет весьма ограниченна, либо оптимизация будет до некоторой степени условной.
Наряду с ограничениями такого расчетного типа при оптимизации параметров должны быть рассмотрены и ограничения функционального типа
Хд： (S, .. .) « Ррасп И У max (S, • • •)力烧g 九 2；，
где левые части этих неравенств являются параметрическими зависимостями. '
Определив параметрические зависимости весовых и аэродинамических характеристик самолета, можно определить и пара-
метрические зависимости эффективностного типа или летных данных самолета 厶(S,…)，которые в сопоставлении с ТТТ определят остальные проектные ограничения типа 厶(S, …)乏 £гттт.
Зная параметрические зависимости ЛТХ самолета, можно рассчитать и оценочный критерий, который тоже будет параметрической зависимостью. В ряде случаев в качестве оценочного критерия может быть принята любая параметрическая зависимость из числа ЛТХ. Чаще всего в качестве оценочного критерия принимается взлетная масса самолета 团。(S, ...), которая часто оказывается эквивалентной экономическим (стоимостным) характеристикам.
Для решения задачи оптимизации параметров графическим методом все технические характеристики (весовые и аэродинамические), летные данные (потребные тяги, максимальные и расчетные перегрузки, дальности полетов, высоты и скорости) строятся в виде изопараметрических графиков на миллиметровой бумаге.
Принцип построения изопараметрических графиков («гамаков») состоит в том, что по оси абсцисс выбирают два масштаба (желательно в двоичной, пятеричной и десятеричной системе счисления) по каждому параметру. Далее строят график по одному из параметров при постоянном другом параметре. Затем со сдвигом (вправо или влево, куда удобнее) на величину шага второго параметра строят аналогичную зависимость по первому параметру при постоянном значении второго, увеличенного на величину первого шага. Таким образом вычерчивают по четыре линии для каждой ЛТХ. Точки с одноименным значением второго параметра соединяют второй серией линий, получается изопараметрический график типа《гамака》с узлами, равноотстоящими на величины шагов по каждому параметру в соответствующих им масштабах. Эти графики дают наглядное представление 。 зависимости каждой характеристики самолета сразу от двух параметров в виде некоторой поверхности. Они позволяют точно (с точностью до наименьшего деления миллиметровой бумаги) интерполировать по двум параметрам, а также они допускают некоторую экстраполяцию зависимостей по двум параметрам.
Проводя горизонтальные линии, соответствующие значениям характеристик, принятым либо по условиям расчета (〃》、'), либо по условиям функционирования (Ррасп), либо по ТТТ, можно получить связи между параметрами, отвечающие этим условиям. Затем горизонтальные линии и соответствующие им связи параметров можно перенести (отобразить) на параметрическую зависимость оценочного критерия.
Поскольку каждая такая горизонтальная линия представляет границу условия, то на ней, если это условие типа неравенства, наносится штриховка в сторону неприемлемых значений или, если это условие типа равенства, то наносится штриховка с двух сторон (равенство эквивалентно двум неравенствам). Эти же штриховки в соответствующую сторону наносятся на соответствующие линии
173
Рис. 7.1. Некоторые типичные изопараметрические зависимости («гамаки») летно-технических характеристик самолета и их ограничения:
а — для расчетной перегрузки п^р (S, %)： б — для потребной тяги Х& = Р110Tp(S, %); 6 ——для f-й летной характеристики самолета L» (S,九)；а ——для* оценочного критерия
f (S，簿
ограничений, перенесенные на график оценочного критерия. На «поверхности» оценочного критерия эти линии совместно с нанесенной на них штриховкой выделяют допустимую область проектных параметров.
Оптимальное решение, соответств ующее экстремуму (наибольшему или наименьшему значению) оценочного критерия, находится либо внутри этой области, либо на ее границе. Значения параметров, при которых достигается этот экстремум, являются оптимальными, т. е. они и представляют собой оптимальное решение.
На рис. 7.1 представлены параметрические зависимости для расчетных (а), функциональных(6), эффективностных (s) и критериальной (г) зависимостей. На первых трех проведены горизонтальные линии, изображающие ограничения. На четвертой зависимости оценочного критерия показаны отображения этих ограничений и оптимальные значения проектных параметров.
Аналогичное представление может быть сделано и для оптимизации трех параметров. Тогда каждая такая поверхность должна быть сдвинута вправо или влево (куда удобнее) в масштабе третьего параметра и все узлы этих поверхностей должны быть соединены. В результате получится трехмерное представление параметрических зависимостей в виде некоторых «объемов», разделенных поверхностями постоянных значений параметров. Указанные выше процедуры графических построений позволяют оптимизировать проект по трем параметрам.
Оптимизация проекта графоаналитическим методом по четырем и более параметрам весьма затруднительна. При большом числе оптимизируемых проектных параметров необходимо использовать современные вычислительные средства типа ЭЦВМ.
После определения оптимальных параметров с помощью параметрических зависимостей можно получить соответствующие им значения всех ЛТХ самолета и провести укрупненную компоновку общего вида оптимального самолета (см. гл. 8).
174
Полученные параметры компоновки, которые заранее точно не были известны, могут повлиять на последующие уточнения оптимальных параметров, но эти уточнения практически невозможно произвести с использованием «ручных» графоаналитических методов оптимизации: для этого нужно использовать ЭЦВМ.
Пример * графоаналитического метода оптимизации проектных параметров самолета.
Исходные данные для проектирования (ТТТ):
—самолет пассажирский;
—масса коммерческой нагрузки 优凡 н = 19 000 кг;
——масса экипажа и оборудования тэ. об = 4100 кг;
——крейсерская скорость полета УКрейс = 900 км/ч;
——крейсерская высота полета //Крейс = 10 000 м;
—— практическая расчетная дальность полета 丄口卩= 2800 км;
—сбалансированная длина ВПП £впп — 1800 м;
——скорость захода на посадку 73# п = 210 км/ч.
Оптимизации подлежат:
площадь крыла S;
—удлинение крыла 九.
Постоянными параметрами принимаются:
—нормальная схема с двигательной установкой на хвосте (три двигателя);
оперение Т-образное;
——относительная площадь горизонтального оперения S「. 0 = 0,25;
——относительная площадь вертикального оперения SB. 0 = 0,15;
——угол стреловидности крыла по передней кромке %п. к = 30°;
——средняя относительная толщина крыла 6 = 0,11;
—сужение крыла т] = 3,5;
——удлинение горизонтального оперения 九「. 0 = 4,5;
—угол стреловидности горизонтального оперения %爪 0 = 30°;
——сужение горизонтального оперения 刀乙 0 = 3,0;
—удлинение вертикального оперения 九в. о = 1,3；
— угол стреловидности вертикального оперения %в. 0 — 40°;
——сужение вертикального оперения т]в# 0 = 2,0;
—удлинение фюзеляжа 九巾=7;
——удлинение носовой части фюзеляжа 九氏 ф = 1,5;
— удлинение хвостовой части фюзеляжа Хх. ф = 2,5;
—диаметр фюзеляжа Рф = 4,82 м (из расчета 0,55 м2 на одного пассажира или на 100 кг массы коммерческой нагрузки).
Результаты расчетов первого приближения.
Тяговооружен ность самолета
Р$)= max {Р° «ре仃с；尸0皿；「о впп) = max {0,213; 0,373; 0,228}=
—0,373 — Ро пзл*
Относительная масса планера 例口口 = 0,304;
Относительная масса топлива тт = 0,254;
Относительная масса двигательной установки 优工 у =0,112;
Взлетная масса самолета в первом приближении
优⑴ =加эк. об + 加к. н С + 归сь)„
°1 — ffinji —济с. у —历т (1 十无т. с)
—4100+ 19 000 (1 +0,12)25 400
=1 - 0,304 - 0,112 - 0,254 (1 + 0,02) = 1 - 0,676 = ‘儿 кг.
* Приводятся результаты курсового проекта по общему проектированию самолетов студентки Т. А. Петруниной.”
Вес самолета в первом приближении G}= 优pg = 77 000 даН. Выбор двигателя:
—потребная стартовая тяга одного двигателя
Р01 =戸f)G$)/汽“н = 0,373-77 000-1/3 = 9600 даН;
—стартовая тяга одного двигателя (по каталогу) POi = 9500 даН;
——масса двигателя т1дв = 23bo кг;
——диаметр входа двигателя D^b = 1,44 м;
——габаритная длина двигателя £%в = 5,29 м;
—степень двухконтурности т =1,0;
——удельный расход топлива (стартовый) ср = 0,58 даН/ч.
Уточнение взлетной массы первого приближения;
—4100+19 000(1+0,15)+3.2350J,5 _ 35 900—
0 一 [ — 通64 — (^^HjW)- 1 - 0,564 ^83 °00
Стартовый вес самолета в первом приближении GQ)=优！)】)g = 81 300 даН. Определение площади крыла в первом приближении:
S⑴=max {SKpegc； 5Д, п； Sy/т}二 max {99； 133; 121； = 133 м2 二 S^ 口.
Удлинение крыла в первом приближении 九⑴=7,0.
Определение расчетной перегрузки в первом приближении:
"*)=тах {/р маневр； ^рболт} =тах 尺⑺；2,94} =3,171.
Выбор расчетных вариантов:
по площади {S} = {75; 125; 175; 225);
по удлинению {X} = {6; 7; 8; 9}.
Результаты весовых расчетов по указанной выше методике (см. гл. 6) представлены на рис. 7.2...7.6.
На рис. 7.2 представлена изопараметрическая зависимость взлетной массы самолета от площади и удлинения крыла 优° (S, X). На рис. 7.4...7.7 представлены зависимости относительных масс топлива 济т (S, X), пустого снаряженного самолета тп. ен (5, X), планера /йпЛ (S, X) и крыла 济кр (S, X).
На рис. 7,8, 7.9 для иллюстрации результатов представлены только две аэродинамические зависимости в виде «гамаков» сх0 (S, X) и Ктах (5, X), рассчитанные для крейсерского режима полета.
На рис. 7.10 и 7.11 представлены изопараметрические зависимости расчетной перегрузки 氾^卩(S, X) и потребной тяги РП0Тр (S, X) для крейсерского режима полета.
На рис. 7.12...7.15 представлены зависимости летных характеристик, рассчитанных в соответствии с перечнем задания (ТТТ): практическая расчетная дальность Lnp (5, *), сбалансированная длина ВПП LBnn (5, X), скорость захода на посадку V3. 口 (S, X) и угол наклона траектории иа втором участке взлета 8" (S, X).
На графики летных данных (рис, 7.12...7.15) нанесены заданные значения (по ТТТ), Точки пересечения заданного значения летной характеристики с кривыми S = const и (или)入= const перенесены соответственно иа параметрическую зависимость оценочного критерия, за который принята взлетная масса самолета 飞(S, X) (см. рис. 7.2).
На параметрической зависимости расчетной перегрузки м^р (S, Л) (см. рис. 7.10) иаиесеио значение, заложенное в весовой расчет по данным первого приближения (п^ = 3,171) и отмеченное двусторонней штриховкой, изображающей ограничительное расчетное условие типа равенства. 3ависимость=п^р (S,九) 3,171 перенесена на зависимость оценочного критерия 飞 (S, X).
На зависимости потребной тяги от параметров РПотр (S,九)нанесено ограничение по располагаемой тяге двигательной установки с принятым по результатам расчета первого приближения двигателем (см. рис. 7.11). Это ограничение также перенесено на параметрическую зависимость оценочного критерия |76
Рис. 72 Зависимость взлетной массы (оценочного критерия) от S и X крыла с нанесенными ограничениями по ЛТХ самолета
топлива от параметровтоплива от параметровРис. 7.4. ЗависимостьРис. 7.4. Зависимостькрылакрыла
топлива от параметров
топлива от параметров
Рис. 7.4. Зависимость
Рис. 7.4. Зависимость
крыла
крыла
Рис. 7-3 Зависимость нагрузки на крыло от его параметров S и
относительной массы/йт (S, X)
относительной
массы пустого снаряженного
Рис. 7.5. Зависимость относительной ]..
лета от параметров крыла ^д. сн (S，Л)
само-
Рис. 7.6 Зависимость относительной массы планера самолета от параметров крыла ®щ （S,九）
Рис. 7.7. Зависимость относительной массы крыла самолета от его пара-метров 侬0（S,九）
Рис. 7.8. Зависимость коэффициента лобового сопротивления от параметров крыла самолета с%。（S,九）
Рис. 7.10. Зависимость расчетной перегрузки самолета от его параметров 办PR （S，九）
Рис. 7.11. Зависимость потребной тяги самолета от его параметров Рпотр（5, А,）
Рис. 7.12. Зависимость расчетной практической дальности полета от параметров самолета Lup （S,九）
Рис. 7.9. Зависимость макснмальр j аэродинамического качества само-лета от параметр его крыла Kmax （S,九）
Рис. 7.13. Зависимость сбалансированной длины ВПП от параметров само-лета Евпп S 九）
Рнс. 7.15. Зависимость угла наклона траектории на втором участке взлетас одним отказавшим двигателем от параметров самолета 0ц (S, X)
Рис. 7.16. Эскиз компоновочной группы фюзеляжа (базовая компоновочная группа)
вости (т? = —0,10)вости (т? = —0,10)Рис. 7.17. Эскиз компоновочной группы крылаРис. 7.17. Эскиз компоновочной группы крылаРис. 7.18. Эскиз компоновки общего вида самолетаРис. 7.18. Эскиз компоновки общего вида самолета
вости (т? = —0,10)
вости (т? = —0,10)
Рис. 7.17. Эскиз компоновочной группы крыла
Рис. 7.17. Эскиз компоновочной группы крыла
Рис. 7.18. Эскиз компоновки общего вида самолета
Рис. 7.18. Эскиз компоновки общего вида самолета
Все эти построения легко выполнимы на миллиметровой бумаге, когДа на каждом графике масштабы по соответствующим параметрам выбраны одина
ковыми.
Выбор оптимальных значений проектных параметров S* и X* производится по графику т(, (S, X) в допустимой области. За допустимую область можно принять небольшой отрезок линии 孔^卩(S, X) = const =扛》；，=3,171, заключенный между ограничениями его по практической дальности и скорости захода на посадку (см. рис. 7.2).о
Наименьшая взлетная масса самолета получилась в допустимой области на границе, определяемой скоростью захода на посадку.
Допустимую область можно расширить, если принять расчетное условие в виде неравенства 孔？р (S, X) п^ — 3,171. Однако, как легко убедиться, в данном случае это не изменит полученного результата (область Хдоц на рис. 7.2).
Оптимальные параметры (S*, X*) будут иметь значения: S* = 164 м2 и = 8,0.
Отметив эту оптимальную точку на всех изопараметрических зависимостях, можно получить соответствующие значения всех остальных летно-технических
характеристик самолета.
В соответствии с представленными зависимостями можно получить:
—взлетная масса самолета 恤=恤而口 — 76 500 кг;
——нагрузка на крыло р0 = 467 даН/м2;
—— относительная масса топлива гпт = 0,233;
——относительная масса пустого снаряженного самолета тПл сп — 0,518;
——относительная масса планера самолета /йПл = 0,34;
—относительная масса крыла %р = 0,0853;
——коэффициент вредного лобового сопротивления самолета сх0 = 0,0255;
— максимальное аэродинамическое качество самолета К^ах = 14,7;
——потребная тяга на крейсерском режиме РПотр = 5600 даН & Рраси= =6800 даН;
——практическая расчетная дальность Lnp = 2730 > Lnp. зад = 2400 км;
—сбалансированная длина ВПП Ьвпп ~ 1450 м < ЬВпп зад ~ 1800 м;
—скорость захода на посадку V3.n = 210 км/ч — Уз. и. зад；
—угол наклона траектории на втором участке взлета 0ц =0,07》0ц = =0,025 (значение 0,025 соответствует требованиям ИКАО).
В соответствии с полученными значениями геометрических, весовых и аэродинамических характеристик на основе методики, изложенной в гл. 8, аналитическим методом, из условия заданной степени продольной статической устойчи
рассчитана компоновка общего вида оптимального само
лета.
На рис. 7.16...7.18 представлены эскизы компоновочных групп [фюзеляжной (базовая группа) и крыльевой], а также эскиз компоновки общего вида самолета, полученный на основе рассчитанного местоположения крыла относительно фюзеляжа, характеризуемого
Центровка н фокус самолета соответственно Следующие: 薪.с = 46 % САХ и 兄Fc= 56 % САХ; при этом параметры горизонтального оперения, определяющие продольную устойчивость и управляемость самолета, будут характеризоваться величинами 0 = 2,74 н 0 = 0,686.
Таким образом, полученные результаты могут служить основанием для продолженн兄 эскизного проектирована兄：уточнения обводов, конструктивной компоновки и всех летно-технических характеристик самолета.
В заключение следует отметить, что удобство графоаналитического метода состоит в том, что изменение задания (кроме величины коммерческой нагрузки) не требует повторных расчетов, так как новый оптимальный результат может быть получен только путем графических построений (отображение новых ограничений по летным характеристикам на параметрическую зависимость оценочного критерия).
Численные методы оптимизации рассмотрены в разд. 21.4.
Глава 8
КОМПОНОВКА И ЦЕНТРОВКА САМОЛЕТА
Компоновка самолета ——это заключительный этап синтеза проекта самолета как на стадии предварительного проектирования, так и на стадии эскизного проектирования. На этом этапе проект на базе выбранной схемы, на базе выбранных и оптимизированных основных параметров самолета и определения весовых характеристик принимает законченную форму как по внешнему оформлению, так и по размещению внутри самолета основных грузов и объемов и установлению силовой конструктивной схемы всех частей самолета.
В связи с этим процесс компоновки объединяет в себе три параллельно текущих и взаимосвязанных процесса: аэродинамическую компоновку, объемно-весовую компоновку и конструктивносиловую компоновку.
АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ КОМПОНОВКА
Задачи аэродинамической компоновки
Решая поставленную экономическую или тактическую задачу, правильно скомпонованный самолет должен иметь минимальные размеры.
В крейсерском полете с заданной скоростью самолет должен иметь максимальное аэродинамическое качество, чтобы обеспечить минимальный расход топлива. В связи с этим у самолета должно быть минимальное сопротивление и, в частности, минимальные потери на балансировку.
182
При взлете и при посадке самолет должен обладать ВОЗМОЖНО большей величиной Qmax при обеспечении нормируемых запасов безопасности.
На всех режимах полета самолет должен обладать нормируемыми (требуемыми) запасами устойчивости и управляемости.
На самолете должны быть обеспечены наиболее благоприятные условия для работы силовой установки, определяемые минимально возможными потерями на входе воздуха в двигатели и на выходе газов из выходных сопл двигателей.
Выход самолета н а предельные ре- ж и м ы полета (например, большие скорости или большие углы - атаки) не должен сопровождаться опасными последствиями (флаттер, бафтинг, глубокий срыв, штопор и т. п.); должны быть предусмотрены меры, предупреждающие вход в такие режимы и допускающие выход из этих режимов на нормальные.
Уменьшение потерь на балансировку
Одной из первостепенных проблем аэродинамической компоновки является, как сказано выше, обеспечение минимальных потерь на балансировку. Эти потери имеют место, как только на горизонтальном оперении самолета возникает уравновешивающая сила, независимо от того, куда она направлена (вверх или вниз).
В гл. 5 при рассмотрении аэродинамических балансировочных схем самолета показано, что уравнение балансировочной поляры для нормальной схемы имеет вид
СXбал = сХ0 十；亡：3 蜀，(&1)
где (о = б,б.г.о 2 (Kg-1)+義.Г.0(1 -2Ke + ^~~，(&2)
\的.0人г.0. зог. 0 /
ИЛИ Cd =[加』/厶1\ о, з + ^г. о/г. о (1 — Е ) ^г. о]义
义{ 2 (Kg— 1) + ^fTlzylLr. 0. э + 々г, ог^г. о (1 — £“) S「. о] X
X [1— 2Kg + 九кр.丿(屏・”r・ 0. aS*。)] }•
со — 0 присо — 0 при0；0；(8・3)(8・3)Очевидно, что минимальное значение сЛ бал будет при со"
со — 0 при
со — 0 при
0；
0；
(8・3)
(8・3)
G 一2 (展-1)
晶 J °1 一 2Kg + Хкр. з/(论г. О^г. О. Э^Г. о)
В формулах (8.2) и (8.3)
О'б, г. о =々2^. г. о/^г. 0.9=例』/&. о. э + 々г. оС；г. о (1 — £“) Sr.(/除
Е(8.4)
Для самолета схемы 《утка》
3 н О% г. о {о®, г. о^Кр. з/Rr. о. Э^Г. о)—
—2 ［《£ кр + К£ г. о^кр. э/(^г. о. Э^Г. о)】}(8.5)
^б. г . о =0
И со = ° при —— о /к %《 丄 Г 3 g(8.6)
а о — Z (% нр& о», о 十 А& г. o/vHp. э)Мкр. з，
где также &. г. о =冠^「。/3. о =冠"М.。一(％. 0/СуКр) М「. 0- _ (8・7)
Значения величин 仆，Lr. о.э, /С8Кр, К&「. входящих в выражения (8.1) (8.1), даны в гл. 5.
Выражение (8.1) позволяет построить балансировочные поляры для самолетов нормальной схемы и схемы «утка» (рис. 8.1).
Анализируя выражения (8.1), (8.2), (8.6) или (8.7), можно сделать следующие выводы:
Балансировка самолета приводит к увеличению отвала поляры и, таким образом, к уменьшению аэродинамического качества.
Величина потерь на балансировку определяется степенью продольной статической устойчивости 嗯 впв 吟^ г 0 и параметрами горизонтального оперения(Sr. о, Z「.。, аг. 0 =爲八 °).
В схеме《утка》уменьшена величина ^кр вследствие разгрузки крыла подъемной силой оперения, что приводит к уменьшению индуктивного сопротивления крыла и к уменьшению потерь на балансировку.
Второй вывод объясняет то, что с развитием средств автоматического управления и с появлением возможности обеспечивать продольную устойчивость самолета этими средствами конструкторы современных самолетов идут на резкое уменьшение величины тсу (до ——0,02 ...——0,03), на создание самолетов с нейтральной устойчивостью (т^ = 0) н даже статически неустойчивых самолетов (喈/ > 0).
Третий вывод объясняет то, что хотя самолеты схемы «утка» имеют ряд существенных недостатков, к схеме «утка», обладающей меньшими балансировочными потерями (см. рис. 8.2), конструкторы самолетов периодически возвращаются, и варианты самолетов этой схемы рассматриваются наряду с вариантом нормальной схемы.
唠3陪!-唠3陪!-(』七邑-司2AU(』七邑-司2AU075,075,Рис. 8.1. Построение балансировочных поляр для самолетов нормальной схемы и схемы《утка》：Рис. 8.1. Построение балансировочных поляр для самолетов нормальной схемы и схемы《утка》：〃U5 4川 0,20 0.25 ~mp〃U5 4川 0,20 0.25 ~mp
唠3陪!-
唠3陪!-
(』七邑-司2AU
(』七邑-司2AU
075,
075,
Рис. 8.1. Построение балансировочных поляр для самолетов нормальной схемы и схемы《утка》：
Рис. 8.1. Построение балансировочных поляр для самолетов нормальной схемы и схемы《утка》：
〃U5 4川 0,20 0.25 ~mp
〃U5 4川 0,20 0.25 ~mp
/ — самолет без ГО; 2 ——самолет с ГО при тУ = 0; 3 ——балансировочная поляра схемы
«утка»; 4 — балансировочная поляра при нормальной схеме и m‘9 V 0
Рис. 8.2. Потери Лтах в различных схемах в зависимости от величины т)： ■нормальная схема; — схема «утка»; / — 5「° = 0,12; 厶「о = Ь5;
2= 0,08; 4.0 = 1,5; 3 一 /.о = 0.15; Lrt0 - 1,0'
八max八maxКщах балКщах балК при тСУ = 0 maxzК при тСУ = 0 maxz
八max
八max
Кщах бал
Кщах бал
К при тСУ = 0 maxz
К при тСУ = 0 maxz
Как видно из рис. 8.2, при нормируемом запасе статической устойчивости для пассажирских магистральных самолетов т?= =—0,15 при нормальной схеме потери в аэродинамическом качестве достигают 9 ... 10 %, а при крайней передней центровке, когда она сдвигается от предельно задней на 15 ... 20 % ЬА, эти потери могут увеличиваться до 30 % и более.
Соответственно этому уменьшается дальность полета и увеличиваются часовые или километровые расходы топлива.
Правило площадей
При выполнении процесса аэродинамической компоновки следует помнить одно из положений проектирования сложных систем, гласящее, что система, состоящая из оптимальных частей, не является в общем случае оптимальной. Это означает, что самолет, скомпонованный из оптимизированных в отдельности частей (крыла, фюзеляжа, оперения, силовых установок и гондол шасси), может оказаться не оптимальным из-за отрицательного влияния этих частей друг на друга* из-за интерференции.
Однако эта интерференция может быть существенно снижена, и взаимное влияние отдельных частей самолета может создавать уменьшение общего аэродинамического сопротивления самолета и увеличение аэродинамического качества. Примером этого служит
Рис. 8.3. Комбинация «крыло — фюзеляж», выполненная без учета правила площадей (/) и с учетом этого правила (2)：0 — комбинация «крыло — фюзеляж»; б — эквивалентное тело вращения; в — распределение площадей поперечных сеченнйРис. 8.3. Комбинация «крыло — фюзеляж», выполненная без учета правила площадей (/) и с учетом этого правила (2)：0 — комбинация «крыло — фюзеляж»; б — эквивалентное тело вращения; в — распределение площадей поперечных сеченнйРис. 8.4. Влияние поджатия фюзеляжа на величину коэффициента лобового сопротивления комбинации «фюзеляж — крыло»Рис. 8.4. Влияние поджатия фюзеляжа на величину коэффициента лобового сопротивления комбинации «фюзеляж — крыло»Рис. 8.5. Влияние «поджатия» фюзеляжа на аэродинамическое качество самолета:
Рис. 8.3. Комбинация «крыло — фюзеляж», выполненная без учета правила площадей (/) и с учетом этого правила (2)：
0 — комбинация «крыло — фюзеляж»; б — эквивалентное тело вращения; в — распределение площадей поперечных сеченнй
Рис. 8.3. Комбинация «крыло — фюзеляж», выполненная без учета правила площадей (/) и с учетом этого правила (2)：
0 — комбинация «крыло — фюзеляж»; б — эквивалентное тело вращения; в — распределение площадей поперечных сеченнй
Рис. 8.4. Влияние поджатия фюзеляжа на величину коэффициента лобового сопротивления комбинации «фюзеляж — крыло»
Рис. 8.4. Влияние поджатия фюзеляжа на величину коэффициента лобового сопротивления комбинации «фюзеляж — крыло»
Кривые соответствуют оптимальным самолетам для расчетных чисел М полета: с учетом правила площадей; ———без учета правила площадей
Рис. 8.6. Диаграмма распределения площадей поперечных сечений по длине самолета В-58 «Хаслер» (США):
/ — фюзеляж; 2 — крыло； 3 — внутренние гондолы двигателей; 4, 6 — пилоны; 5 — внешние гондолы двигателей; 7 — зализ; 8 — оперение
использование правила площадей. Это правило может быть сформулировано следующим образом: для обеспечения минималь- ного сопротивления самолета при больших дозвуковых скоростях и в трансзвуковой зоне скоростей эпюра поперечных сечений всех элементов самолета вместе должна соответствовать эпюре эквивалентного тела вращения наименьшего сопротивления.
Смысл правила площадей наглядно представлен на рис. 8.3, где сравнены эпюры поперечных сечений обычного самолета и самолета, спроектированного по правилу площадей.
Результаты применения правила площадей показаны на рис. 8.4 и на рис. 8.5, где представлены кривые, каждая точка которых соответствует оптимальному самолету, рассчитанному на полет со скоростью, соответствующей данному числу М.
Как видно из этих рисунков, применение правила площадей дает уменьшение прироста сх волн в зоне трансзвуковых скоростей на 25 ... 30 %. С дальнейшим ростом скоростей влияние правила площадей уменьшается, и при числе М = 1,8 ... 2,0 оно уже практически не чувствуется. Все это относится к полету при су = =0,05 ... 0,5. При больших значениях су из-за существенного увеличения величины cxi (индуктивного сопротивления) влияние правила площадей уменьшается.
Практическое использование правила площадей показано на опыте аэродинамической компоновки сверхзвукового бомбардировщика В-58 «Хаслер» (США), представленной на рис. 8.6.
Размещение горизонтального оперения
Одной из важнейших задач аэродинамической компоновки является размещение горизонтального оперения.
Для обеспечения продольной статической устойчивости самолета по перегрузке его центр масс должен находиться впереди
187
фокуса самолета и расстояние между этими точками, отнесенное к величине САХ крыла, определяет степень продольной устойчивости
拼》=±т —元F V 0・
В нормальной схеме самолета (оперение позади крыла) фокус комбинации «крыло—фюзеляж» при установке горизонтального оперения сдвигается назад, в схеме «утка» (оперение впереди крыла) — вперед. Величина этого сдвига оценивается выражением
0
А兄尸 г. О ~ ^г. о4. о —' а о(1 — £“)， (8.8) СУ
где 8а — изменение скоса потока в зоне горизонтального оперения при единичном изменении угла атаки крыла; %о = q“()/q — коэффициент торможения потока в области горизонтального оперения.
При некоторой потребной или заданной степени продольной статической устойчивости т^потр и при известной центровке (положении ц. м. самолета относительно САХ) хт необходимый сдвиг фокуса комбинации «крыло——фюзеляж》 за счет горизонтального оперения определяется по формуле
十 А元尸 г. о ~ ^гпотр —元Т + *F б. Г. 5 (8.9)
Минус перед Дхг- г> 0 относится к нормальной схеме, а плюс — к схеме «утка».
Сравнивая выражения (8.8) и (8.9) и зная величины т^потр, 元т и 元F6・r.o (определяемые по параметрам крыла, фюзеляжа, гондол двигателей и др.), можно определить необходимое значение величины Лг 0. Коэффициенты kr о, с； 車乙。и &а берут на основании статистики, из продувок аэродинамических моделей самолетов близких схем или из аэродинамического расчета (см. гл. 14).
Значения коэффициентов статических моментов и плеч оперений для ориентировочных расчетов указаны в табл. 8.1.
Так как величина &. ° = S「.。厶.。，т. е является произ- ведением величины Sr.o и £「，。, то ее необходимое значение может быть получено либо за счет большей площади горизонтального оперения и меньшего плеча ГО или, наоборот, за счет большего плеча ГО и меньшей площади Sr,0.
При этом следует иметь в виду, что с ростом плеча £г, 0 эффективность горизонтального оперения и продольная управляемость самолета пропорционально увеличиваются и что коэффициент демпфирования и степень затухания продольных колебаний самолета пропорциональны £?. 0. Однако увеличение плеча горизонтального оперения вызывает увеличение длины фюзеляжа, а это всегда связано с большими весовыми затратами, чем увели- 188
Таблица 8.1
Значения коэффициентов статических моментов и плеч оперений
Типы самолетов
"г. О
"в. О
L「. о Ьа
Lb. о
Ьа
Магистральные пассажир-
0,80 …1,1
0,05 ... 0,08
2,0
3,0
ские с ТВД
Магистральные пассажир-
0,65 ... 0,80 *
0,08 ... 0,12
2,5
..3,5
ские с ТРД и ТРДД
Тяжелые неманевренные
0,50 ... 0,60
0,06 ... 0,10
2,5
…3,5
со стреловидным крылом Тяжелые неманевренные
0,45 …0,55
0,05 ... 0,09
2,0
…3,0
с прямым крылом Скоростные маневренные
0,40 ... 0,50
0,05 ... 0,08
1,5
...2,0
* Значения 4r. 0 у некоторых пассажирских самолетов с ТРД и ТРДД следующие: Ту-104 — 0,768; Ту-154 — 0,720; Боинг 707 (США) — 0,764; ВАС VC-10 (Англия) — 0,710; Макдоннел-Дуглас DC-8 (США) — 0,667.
чение площади оперения. Вследствие этого процесс выбора сомножителей, определяющих величину Лг-0, итеративен и подлежит оптимизации.
После предварительной компоновки самолета и после предварительного выбора геометрических параметров оперения (Хг, 0, Пр.о, 2门。и Хг.о 一 см. гл. 17) величина Лг<0 уточняется. При этом используется метод «граничных линий». Этот метод позволяет при проектировании сразу ответить на вопрос, в каких пределах можно выбирать величину Лг. 0 для обеспечения требований по характеристикам устойчивости и управляемости и по обеспечению необходимого эксплуатационного диапазона центровок.
Для продольной устойчивости и управляемости важнейшими из этих требований являются:
——обеспечение минимально допустимой степени продольной статической устойчивости по перегрузке (при предельно задней центровке хт. п. з)；
——обеспечение необходимой эффективности органа продольного управления для балансировки самолета на взлетно-посадочных режимах на больших углах атаки с отклоненной механизацией крыла при максимально передней центровке.
С учетом выражения (8.8) условие выполнения первого требования можно записать в виде:
元т. п. з 一 元尸 б. г. о —々г. о4. о 5' ° (1 — £“) « 团累由• (8.10)
Здесь &. 0 =噌:°； izKp = % При составлении неравенства следует иметь ввиду, что 吟 1nm <0.
Значение необходимой эффективности органа продольного управления для балансировки самолета на взлетно-посадочных
режимах полета (большие углы атаки) с соответственно отклоненной механизацией крыла при предельно передней центровке хт, п, п может быть получено из уравнения продольных моментов на этих режимах. Например, для случая балансировки на взлете
^2 = ^2 06. Г. О + А ^2 мех + А ^2 ДВ + Сд (元т п. П 一 元尸 6. Г. о) а^тр —
—屏.о&. о』!*, о (с^отр — ^0 б. мех — Еб мех^отр —
(8・11) аэродикрыла;(8・11) аэродикрыла;—А^мех — А%ем + Sct屮в + 孔р・ в^в)。・
(8・11) аэродикрыла;
(8・11) аэродикрыла;
В этом уравнении индексом «мех» отмечены изменения намических параметров при отклонении механизации
индексами «б. г. о» и «б. мех» — без горизонтального оперения и с неотклоненной механизацией крыла; индексом «зем» ——изменение параметров от влияния близости земной поверхности; Sct = 5CT/Sr. о — отношение площади стабилизатора, находящейся в потоке, к общей площади горизонтального оперения; 孔р. в »Sp.B = / Sp.в/S?.° ——коэффициент эффективности рулей высоты (в случае применения цельноповоротного управляемого стабилизатора член пр. в6в выпадает, а для угла отклонения стабилизатора обычно принимают значения (рв = 0,8(рв тах; если на самолете предполагается использовать переставной в полете стабилизатор, то для взлетно-посадочных режимов принимают
Prb〃bPrb〃b9oTpS匕力9oTpS匕力屮в = <Рв・взп или фв. пос соответственно); Ат2 дв = коэффициент момента тяги двигателей.
Prb〃b
Prb〃b
9oTpS匕力
9oTpS匕力
Йз неравенства (8.10) получим следующее условие для выбора коэффициента статического момента горизонтального оперения：
(8.12)(8.12)力— mzHnin 十'т. п. з ~''尸 б. г. о 0Kp
(8.12)
(8.12)
а из уравнения (8.11) — условие
/ А 巾2 6. о + 厶吃 мех + "т；гдв + % (土т.— 年 6. о) “отр
论г. о%, о (%тр — е0 б. мех — еб. мехаотр — "^мех — А%ем 十十 5стфв 十孔р. в^в)
(8.13)
Построенные по выражениям (8.12) и (8.13) в координатах хт —Лг. о граничные линии образуют так называемый 《крест》, ограничивающий область выбора значений Лг, 0 в зависимости от диапазона разбега центровок хт, Ht 3 — хт. п. п (рис. 8.7).
Если значения 元т. и.з и хт. п. п уже определились при компоновке самолета (см. разд. 8.2), то по соответствующим граничным линиям определяют потребные значения Лг. 0 для каждой из этих центровок и принимают наибольшее значение. Если значения 元т. н. з и хт. ц, п еще не определены, то, задавшись некоторым
значением Дг. 0 >4「.0зП， получают допустимый при этом диапазон разбега центровок, а затем соответствующей компоновкой стараются его обеспечить.
Увеличение допустимого диапазона разбега центровок при выбранном значении 4. ° можно достигнуть также с помощью увеличения коэффициента &. о (например, путем увеличения удлинения оперения, как это показано на рис. 8.7 пунктиром). Однако не следует забывать, что конечной целью проектирования является выбор таких параметров
Рис. 8.7. Характер граничных линий («крест»), ограничивающих область выбора 4r. о и хт из условий обеспечения минимально допустимой степени продольной статической устойчивости по перегрузке tn^m[n (/) и балансировки самолета на больших углах атаки (2):———расширение области выбора прн уве- лнченин производной а「. 0 — г 0; — • — •—— расширение области выбора при применении стабилизатора с изменяемым углом установки(рвРис. 8.7. Характер граничных линий («крест»), ограничивающих область выбора 4r. о и хт из условий обеспечения минимально допустимой степени продольной статической устойчивости по перегрузке tn^m[n (/) и балансировки самолета на больших углах атаки (2):———расширение области выбора прн уве- лнченин производной а「. 0 — г 0; — • — •—— расширение области выбора при применении стабилизатора с изменяемым углом установки(рвоперения, при которых
Рис. 8.7. Характер граничных линий («крест»), ограничивающих область выбора 4r. о и хт из условий обеспечения минимально допустимой степени продольной статической устойчивости по перегрузке tn^m[n (/) и балансировки самолета на больших углах атаки (2):
———расширение области выбора прн уве- лнченин производной а「. 0 — г 0; — • — •—— расширение области выбора при применении стабилизатора с изменяемым углом установки(рв
Рис. 8.7. Характер граничных линий («крест»), ограничивающих область выбора 4r. о и хт из условий обеспечения минимально допустимой степени продольной статической устойчивости по перегрузке tn^m[n (/) и балансировки самолета на больших углах атаки (2):
———расширение области выбора прн уве- лнченин производной а「. 0 — г 0; — • — •—— расширение области выбора при применении стабилизатора с изменяемым углом установки(рв
масса конструкции оперения получилась бы наименьшей (а при увеличении удлинения масса растет). Поэтому при компоновке необходимо оптимизировать по критерию наименьшей массы выбор со
ответствующих геометрических параметров горизонтального оперения или величины площади Sr. 0.
Для тяжелых скоростных самолетов определяющим условием при выборе {.о в случае передней центровки может оказаться условие обеспечения достаточной эффективности органа продольного управления для отрыва передней стойки шасси от ВПП и увеличения угла атаки до взлетного значения ссотр при V = =0,85Р()тр в пределах ограниченной длины ВПП.
Для маневренных сверхзвуковых самолетов определяющим условием при выборе Лг<0 в случае передней центровки, как правило, оказывается обеспечение заданной маневренности самолета, т. е. достаточной эффективности органа продольного управления для балансировки самолета на максимальной перегрузке, особенно при сверхзвуковых скоростях на больших высотах.
Для нескоростных самолетов с безбустерными системами управления область выбора коэффициента Лг.о определяется дополнительно граничными линиями, построенными из условий допустимых пределов:
——декремента затухания собственных продольных колебаний самолета;
— изменения усилий на рычаге продольного управления;
——изменения расхода усилий на единицу перегрузки (показателя управляемости 尸；扌)，и др.
s
\ Плоскость замера \ давлений qMeG[T1H
a「旅0
a M>>7
a厂 0=a
8)
Фронт косого скачка уплотнений 4
Зона расширения « (разрешение)
Возможные положения г. о. по высоте
一，"о=ЯместнН
。2
^Начало срыва?夕
丨做крыле
X匚产q^BCEHiq 丨(сссрыва]20
7,〃
0,8
0,6
qoynhEDQ Dda£OH 夕 7 24 3
喝 兆 笏 掰
%
乃70夕0 5w
5 4
->1 Началосрыва
20^_^
Рис. 8.8・ Изменение параметров потока за крылом:
7 a — потери давления в спутной струе за крылом при различных дозвуковых значениях чисел М, полученные при продувках модели; б — пример изменения скоса потока за крылом при изменении коэффициента подъемной силы крыла н чисел М полета (пунктиром показано Р изменение скоса в горизонтальном полете)； s—характер изменения коэффициента торможения потока /「.о за крылом и углов атаки, опе- М рения при различных положениях по высоте на большой сверхзвуковой скорости (М=4; а = 20。)； 2 ——результаты замеров потерь Динами- ♦ ческого давления н изменения углов атаки оперения по его размаху при изменении угла атаки фюзеляжа модели самолета Дуглас D<>9 (США) Е (пунктиром на схеме самолета показаны первоначальные размеры ГО, увеличенные по результатам испытаний для обеспечения необходимой эффективности ГО на больших углах атаки)
На скоростных самолетах с необратнмимн бустер— ньшн системами управленнн потребите характеристики управляемости обсспечнваютср как правило” автома— тнзаинсистема управленнн 5 0скусственнм фор— мнрованвем зтих характеристик (см・ гл・ 18 ОАНОЙ нз задач азро=ннам0£еской компоновка с? молета нормальной схемы нвлнетсн выбор положения горизонтального опереннн по всоте・ Как известно》в полете за крылом Образуется зона заторможенного 5 скошенного потока。Скоростной напор н умы атака горизонтального опереннн опрр Аелнютсх параметрами зтого поток兜 козффнцнентом торможеннн 广・。U дмесg н умом скоса потока которые завнснт от взаимного расположеннн крьша S оперена также от режша полета ^so- 8.8L Прн попа=аннн горизонтального опереннн в зону сильного торможеннн 5 неблагоприятного скоса потока характер азро=ннамн£ескнх снл на горизонтальном опереннн при нзмененнн ума атаки крыла может существенно нзменнтьсн самолет может потернть статическую усто皆нвость по перегрузке (ПР0 увелнг qeH0 угла атаки крнла ПРО=ОЛЬНЙ пнкнруклцнй момент вместо увелнченнн начнет уменьшаться нлн Аа%е нзменнтсн на кабрнруклцнй5то намндн。по— казано на Р089
У самолетов с крылом малых удлинений S Аоста, точно спинной хвостовойчастью фюзелнжа (сверхзву, ковне самолеты) зона максимальных скосов у хвост? вой части фюзелн%г=е располагаетсн опереннкак правилсмехцаетсн вверх, Позтому у таких самолетов горизонтальное оперение размехцаетсн на фюзелнже (Р0с・ 8・10)・
У сверхзвуковых самолетов всех типов можно располагать горизонтальное оперение ниже лнннн продрлженнн бортовой ^О?Е крьт戶 у ннжней §• верхностн хвостовой qacTфюзелн%а・ Длн =ОЗВУКОВЬ1Х самолетов с относительно неболь— Е0М0 скоростями попета (у А 800 км/ч) н сравни— тельно =Л0ННМ0 ХВОСТОВМ0 частнмн фюзепнжа (。U 蜉7 …за) можно рекомендовать устанавпн— вать горизонтальное оперение с взносом вверх на величину Аг・о U (15 …20) ьборт》г=е "ОРТ — вела— £0на ХОРАН крипа у борта фюзелн%а・ Особо следует остановиться на самолетау к? TOPZX вследствие нх компоновочных особенностей (напрнмепрн расположении §^^s^ на хво, стовой части фюзелнжа) ПРНХОАНТСХ предусматривать верхнее расположение горизонтального опереннн на р 193
Рис. 8.9. Влияние высоты расположения горизонтального оперения на характер протекания зависимостей т? = / (су)Рис. 8.9. Влияние высоты расположения горизонтального оперения на характер протекания зависимостей т? = / (су)Рис.Рис.8.10. Характер изменения по высоте величины скоса потока е н выбор месторасположения горизонтального оперения:8.10. Характер изменения по высоте величины скоса потока е н выбор месторасположения горизонтального оперения:
Рис. 8.9. Влияние высоты расположения горизонтального оперения на характер протекания зависимостей т? = / (су)
Рис. 8.9. Влияние высоты расположения горизонтального оперения на характер протекания зависимостей т? = / (су)
Рис.
Рис.
8.10. Характер изменения по высоте величины скоса потока е н выбор месторасположения горизонтального оперения:
8.10. Характер изменения по высоте величины скоса потока е н выбор месторасположения горизонтального оперения:
а — за стреловидным крылом среднего удлинения самолета с коротким фюзеляжем (ГО вверху); б — за крылом малого удлинения самолета со сравнительно длинным фюзеля жем (ГО внизу)
киле (Т-образное оперение). При превышении допустимых значений углов атаки возможно попадание таких самолетов в режим глубокого срыва, в результате которого самолет как бы зависает на большом угле атаки, не имея возможности уменьшить его, начинает терять скорость и сваливается. Сущность явления за、 ключается в том, что при случайном превышении допустимых зна・ чений угла атаки (например» при сильном вертикальном порыве), спутная струя сорванного с крыла и сильно заторможенного потока поднимается вверх и охватывает оперение. При этом скос потока на оперении изменяется таким образом, что появляется дополнительный момент на кабрирование, вызывающий дальнейшее увеличение угла атаки. Так как оперение находится в сильно заторможенном потоке, то эффективность рулей высоты, даже при полном отклонении их вниз, может оказаться недостаточной для преодоления возникающего момента на кабрирование.
Характер протекания зависимости тг — / (а) для самолета с Т-образным оперением показан на рис. 8.11.
У самолетов с низкорасположенным горизонтальным оперением (пунктир на рис. 8.11) после возникновения срыва на крыле и ухода вверх спутной струи скос потока в зоне горизонтального оперения уменьшается. Это вызывает появление пикирующего момента, способствующего переводу самолета на меньшие углы атаки, тем более, что рули высоты не находятся в сильно заторможенном потоке и сохраняют свою эффективность.
Чтобы предупредить возможность попадания самолета с Т- образным оперением в режим глубокого срыва, в системах продольного управления обычно предусматривают специальные автоматические сигнализаторы подхода к опасному режиму (например, тряска штурвала).
D-QJ SOXOQ J 72 awn*0 DygodnaHDUDg
D-qcfb оз工甞冒H^
qou-爲口-n『^^
a
(石-qdj園&ПН0- n-02edBH 7甯点一 ,( 口常 dnQHDUDQ
m『
zny+
(— i —》FiaHHadauoNIqHqyelHoeHd。」XZHH^woqouJBdoHEHH н womqdH ssxtf-sraoc-^abQ。。льф§йз н (1• — • —So43a« S32K &。nfowe。A (Ju ZE sbQOSKQXfflram HHHEHaiodu а^ь^яаям heebhou chhr ♦ aedj Klf-^6Q JelrJAE-LQIroMEJ hit 啓 ом HoaAHOdu xeleJqKASQd。匸 NHBnoHhoaodHIHQHd。^sx«au«s< «oabs^sos raffi SKXffxsffl ШЗИОА^З к) ^H8SKOSm«« АННЕ鼠Iodаон<1*р<1рх WK5_^0§ OJOHqFBJHOmHdoJ SOKK^O§5^^ SKKW&m^s§^s A 0§aM SOK§»O3&UM Sosa BqlqdQ SSS^A •^•s .Hd
書 o-odozBdau 3
^§ OUDh-
ё^^^Aw assDHUihs
^SES^ y-HQ2^ §ё s§^£
Устранению развития глубокого срыва способствует увеличение удлинения горизонтального оперения (Хг, 0) с тем, чтобы концы этого оперения выходили как можно больше из зоны воздушного потока, сорванного гондолами двигателей и увеличивающего торможение потока, обтекающего горизонтальное оперение.
У самолета, спроектированного по схеме《утка》，расположенное впереди горизонтальное оперение находится практически в невозмущенном потоке, и для него можно принимать 论乙 ° = 1 и 8а 纟 0.
Выбор параметров вертикального оперенияи поперечного V крыла
Для обеспечения необходимых характеристик боковой устойчивости и управляемости самолета без применения средств автоматизации управления при выбранных основных параметрах крыла у конструктора остается возможность соответствующего выбора коэффициента статического момента вертикального оперения <в・о = Sb. о^в. о/(S/) и угла поперечного V крыла, так как изменение этих параметров оказывает наиболее существенное влияние на изменение производных 戒,m^ и 叫％ в наибольшей степени определяющих характеристики боковой устойчивости и управляемости.
Для нескоростных самолетов с безбустерными и неавтоматизированными системами управления выбор параметров вертикального оперения, угла поперечного V крыла, а также эффективности органов путевого и поперечного управления обусловливается следующими основными требованиями:
показатель 乂 = -|勺"|, определяющий соотношение угло-
I Sp max I
вых скоростей крена и рыскания в развитии бокового движения, должен лежать в определенных пределах. При больших значениях 乂 самолет в полете на возмущения отвечает раскачкой с крыла на крыло; при малых значениях 乂 проявляется склонность к спиральной неустойчивости (сверхзвуковые самолеты без автоматизации управления имели бы значения х^Ю и более);
степень затухания боковых короткопериодических колебаний должна быть достаточной;
запаздывание реакции самолета на отклонение рычагов управления не должно превышать допустимых пределов;
возможность балансировки и достаточная боковая управляемость самолета при посадке с заданным боковым ветром и при взлете с односторонним отказом двигателя (т. е. при неполной и несимметричной тяге у многодвигательного самолета) должны быть обеспечены;
эффективность органов поперечного и путевого управления должна быть достаточной для выполнения заданных маневров на 196
всех возможных режимах полета и для надежного вывода самолета из штопора;
спиральное движение самолета не должно иметь сильно выраженной неустойчивости (ограничивается допустимое время удвоения отклонения параметров от исходных значений в спиральном движении).
Для скоростных самолетов с бустерными системами управления выполнение пунктов 1,2 и 6, как правило, обеспечивается применением специальных автоматических систем, независимо от летчика воздействующих на органы управления (демпферов рыскания и автоматов скольжения).
Выбор параметров вертикального оперения и эффективности органов путевого управления (руля направления) при проектировании самолета осуществляется путем последовательных приближений с применением метода граничных линий. Эти линии после завершения предварительной компоновки и определения аэродинамических характеристик (например, производной ав, 0 = ^в. о) и плеча Lb. о вертикального оперения строятся в координатах Sb. о —— 中 или Ир.н —Лв. о (где на дозвуковых скоростях коэффициент эффективности руля направления 孔р.н ^ |/5р, H/SBt 0)-
Применение метода граничных линий можно показать на примере определения выбора значений коэффициентов Лв,0 и /гр.н из условий обеспечения балансировки самолета при одностороннем отказе двигателя на взлете и при посадке с боковым ветром, а также из условия обеспечения приемлемой величины показателя х в боковом движении.
Режим посадки с боковым ветром выбирается как один из основных расчетных случаев при выборе степени поперечной статической устойчивости самолета 虑.Угол скольжения в этих условиях определяется задаваемой в требованиях к самолету величиной максимальной скорости бокового ветра Wz max, при которой должна обеспечиваться посадка (Bmax ^ R^zmax/^noc)-
Из уравнения равновесия боковых сил и моментов в прямолинейном полете со скольжением можно получить условия для построения линии, ограничивающей область выбора Лв.о и пр.н:
д 、碱豆当/8 14)
В* 0 йв. о (1 — "р. н^н/Ршах)'
ГД© 6Н = 0,8^н max*
При одностороннем отказе двигателя при взлете (на самолете с несколькими двигателями, разнесенными от оси симметрии) создается разворачивающий момент от несимметричной тяги М”. Этот момент получается наибольшим, когда двигатели работают на взлетном режиме. Этот режим также является определяющим для выбора геометрических параметров вертикального оперения и эффективности руля направления, поскольку эти органы должны обеспечить уравновешивание момента несимметричности тяги при
достаточно невысокой скорости (обычно принимается V= V0Tp = 司 =М〉2mBw )• Из условия балансировки самолета в прямо- j линейном полете с несимметричной тягой уравнение линии, ■'! ограничивающей область выбора значений АВл0 и т)р>н, имеет вид | 4・。>L学3)(8.15) I
Н^в. о ОнI
XА必]
где加”=―戸百；& — расстояние от оси двигателя до 扌
осисимметрии.1
Соотношение максимальных угловых скоростей крена и рыска- * ния при боковых колебаниях самолета определяется показателем .：
陰max丿〜胃I 3y max I mP陰max丿〜胃I 3y max I mP1卩~~ где或=成/片；用) =加餐/彳；历ё =加窗.Для ориентировочных расчетов приведенное выше выражениеДЛЯ показателя 乂 может быть упрощено:1卩~~ где或=成/片；用) =加餐/彳；历ё =加窗.Для ориентировочных расчетов приведенное выше выражениеДЛЯ показателя 乂 может быть упрощено:乂 =乂 =(8.16)(8.16)
陰max丿〜胃
I 3y max I mP
陰max丿〜胃
I 3y max I mP
1
卩~~ где或=成/片；用) =加餐/彳；历ё =加窗.
Для ориентировочных расчетов приведенное выше выражение
ДЛЯ показателя 乂 может быть упрощено:
1
卩~~ где或=成/片；用) =加餐/彳；历ё =加窗.
Для ориентировочных расчетов приведенное выше выражение
ДЛЯ показателя 乂 может быть упрощено:
乂 =
乂 =
(8.16)
(8.16)
死_ m胧 也 司一展厂而'死_ m胧 也 司一展厂而'(8.17)(8.17)11
死_ m胧 也 司一展厂而'
死_ m胧 也 司一展厂而'
(8.17)
(8.17)
1
1
так как髅=卷н門=泉•
Отсюда можно приближенно определить потребную степень путевой статической устойчивости, необходимую для выполнения требований 乂 < хдоп (напомним, что啮 < о)；
(8.18)
Отношение моментов инерции JyUx для каждого класса самолетов достаточно устойчиво и может быть принято либо по статистическим данным, либо определено расчетом по предварительной компоновке.
.Величина производной т^, характеризующей степень поперечной устойчивости ("Z? < 0), меняется при изменении форм и размеров крыла и вертикального оперения, а также в значительной мере при изменении угла поперечного V крыла 4f. Это хорошо видно из приближенного выражения, определяющего значение 咸：
加？=加纟 кр + т？ в. 0 = тд0^су备T中 cos % -
一 } 2c 心 sin x 一 屣,0aB. о ^^，(8.19)
Рис. 8.12. Определение геометрических параметров самолета, входящих в выражение для производных т? и mg, характеризующих боковую статическую устойчивостьРис. 8.12. Определение геометрических параметров самолета, входящих в выражение для производных т? и mg, характеризующих боковую статическую устойчивостьгде % — угол стреловидности крыла; Т — угол поперечного V крыла, ув<0 — координата точки приложения боковой силы на вертикальном оперении относительно оси ОХ самолета (рис. 8.12); гст — рас
Рис. 8.12. Определение геометрических параметров самолета, входящих в выражение для производных т? и mg, характеризующих боковую статическую устойчивость
Рис. 8.12. Определение геометрических параметров самолета, входящих в выражение для производных т? и mg, характеризующих боковую статическую устойчивость
стояние от плоскости симметрии самолета до центра тяжести площади полукрыл а, отне
крыла 2c т = сужение кры-крыла 2c т = сужение кры-трапециевидного=备注|(lтрапециевидного=备注|(lсенное к полуразмаху; для
крыла 2c т = сужение кры-
крыла 2c т = сужение кры-
трапециевидного
=备注|(l
трапециевидного
=备注|(l
ла); I — размах крыла.
Как следует из выражения (8.19) на самолете, основные параметры которого(S, %, Sb. о, cj) уже выбраны, для уменьшения абсолютных значений т? и улучшения тем самым динамики бокового движения на больших углах атаки проще всего применять отрицательное поперечное V крыла (中 < 0), как это сделано, например, на самолетах Ту-104 и Ту-114. При этом в выражении (8.19) второй член становится положительным и отрицательное значение производной 加? уменьшается. Однако, как это видно из рис. 8.13, а, при малых углах атаки (полет на больших скоростях) эта мера может привести к чрезмерному уменьшению абсолютной величины т^, в результате чего может появиться обратная реакция по крену на отклонение руля направления («дачу ноги»).
Наряду с этим опущенные вниз концы крыла приводят к трудностям при компоновке шасси самолета: приходится увеличивать длину стоек. Вследствие этого в настоящее время проблема обеспечения динамических характеристик самолета в боковом движении решается применением различных автоматических средств (автоматов скольжения и демпферов рыскания), а поперечное V делается
положительным.
Производная т£, хар актеризующая путевую статическую устойчивость, в основном зависит от соотношения площадей проекций на плоскость симметрии самолета носовой части фюзеляжа и вертикального оперения (см. рис. 8.12):
風 2 — 0,06^ tg 7 — G (感)кр — ^в. 0&. %в. о + 々6 ^р- , (8.20)
где 郎 а 0,32 戸3 —0,25)+ 1,5/乂；§；
% ~ %〃ф；，ф н 用巾〃ф・
Характерное увеличение длин фюзеляжей /ф и их носовых частей %ф у современных скоростных самолетов, связанное с особенностями их компоновки и необходимостью максимального сниже-
199
Рис. 8.13, Влияние изменения поперечного V крыла (屮<0; Y = 0; Чг>0) на статические и динамические характеристики самолета в боковом движении:
а — характер изменения зависимости m^ = / (с,) самолетов со стреловидным крылом; 6 — изменение характеристик боковой динамической устойчивости самолета Боинг В-47 (США) иа режимах захода иа посадку (Н = 0, V = 240 км/ч, закрылки отклонены); Г — период боковых короткопериодических колебаний; £% — время уменьшения амплитуды колебаний вдвое); / ——зона поперечной неустойчивости; // ——зона слишком большой поперечной устойчивости
н^я волнового сопротивления, приводит к возрастанию «дестабилизирующего» последнего члена в выражении (8.20) и, следовательно, к уменьшению абсолютной величины т^. Наряду с этим выражение (8.20) показывает, что с ростом углов атаки (заход на посадку или полет на больших высотах) путевая устойчивость снижается вследствие неблагоприятного влияния т^ кр < 0 и увеличения затенения вертикального оперения фюзеляжем, в результате которого уменьшается коэффициент торможения потока в зоне оперения Лв. 0 = Vl.JV2 < 1.
При больших числах М полета производная 成 уменьшается вследствие снижения эффективности вертикального оперения (%, о = Р第 2 убывает).
Все это приводит к необходимости соответствующего увеличения площади вертикального оперения для обеспечения путевой устойчивости, особенно в условиях сверхзвукового полета на больших высотах (рис. 8.14).
Решение вопросов общего проектирования скоростных самолетов невозможно и без обеспечения необходимой степени затухания боковых колебаний, определяемых в основном значениями производной п^у.
Из приближенного выражения этой производной
^^(^в.о+ф = — 2,4Rb. oQb.衿一彳； (8.21)
следует, что она быстро уменьшается при больших сверхзвуковых скоростях (вследствие уменьшения ав< 0) и при больших углах атаки
Ось Вращения расположена на 圾£2^0Ось Вращения расположена на 圾£2^0Рис. 8.14. Влияние нзменення площади вертикального оперения на статические и динамические характеристики бокового движения самолета:Рис. 8.14. Влияние нзменення площади вертикального оперения на статические и динамические характеристики бокового движения самолета:координат на рис. 8.14, 6, в вариант； 2 — площадь килякоординат на рис. 8.14, 6, в вариант； 2 — площадь киля
Ось Вращения расположена на 圾£2^0
Ось Вращения расположена на 圾£2^0
Рис. 8.14. Влияние нзменення площади вертикального оперения на статические и динамические характеристики бокового движения самолета:
Рис. 8.14. Влияние нзменення площади вертикального оперения на статические и динамические характеристики бокового движения самолета:
координат на рис. 8.14, 6, в вариант； 2 — площадь киля
координат на рис. 8.14, 6, в вариант； 2 — площадь киля
а ——изменение путевой статической устойчивости самолета иа сверхзвуковых скоростях; б — изменение производной %仇 характери
зующей демпфирование колебаний рыскания, при различных углах атаки; осреднен-
иые данные испытаний фирмы <Бристоль»; осредненные данные испытаний RAE; в — изменение характеристик боковой динамической устойчивости самолета Боинг В-47 на режимах захода иа посадку (" = 6; V — = 240 км/ч; закрылки отклонены). Начало осей
соответствует исходному варианту самолета /- исходный увеличена иа 50 %； 3 — площадь киля увеличена иа 100 А,
4 — киль отсутствует
(вследствие торможения потока и уменьшения Лв< 0). Наиболее эффективным способом ее увеличения при выбранных параметрах крыла являются увеличение плеча вертикального оперения и его площади. Так как и то, и другое связано с увеличением массы конструкции, то проблема обеспечения необходимых значений производной 加;у на современных самолетах решается установкой демпфера рыскания.
Возвращаясь к методу граничных линий для определения области выбора Лв<о и п^ н, преобразуем выражения (8.19) и (8.20):
睢—Шх кр —々В. о^в. (Ив. О У： ° ；
/??^ — /??£ 6. в. о + 加£ в. о — т£б. В. О —左в. 0aB. о4. 0・
Если поставить выражения для т^ 且 m£ в условие (8.18), то оно примет вид
"* 6. в. Q —左в. о^в. О<в. о V ［伍? кр —々в，0aB•。力в. о ' j°-^为乂：0n- •
Рис. 8.15. ВыборРис. 8.15. Выбора — область направленияа — область направлениявыборавыбора
Рис. 8.15. Выбор
Рис. 8.15. Выбор
а — область направления
а — область направления
выбора
выбора
параметров вертикального оперения (ВО) и угла поперечного V крыла:
. коэффициентов статического момента ВО и эффективности руля из условий： / —обеспечения посадки с боковым ветром, соответствующим углу скольжения Вщах； 2—обеспечение балансировки самолета прн взлете с иесимме- трнчиой тягой; 3 — обеспечение заданной степени Гармоничности колебаний по креиу н рысканию (к & 乂女0口)； 6 — выбор относительной площади ВО по рекомендованным пределам значений производных /п? н /п£； в ——пример построения граничных линий и получения области выбора относительной площади ВО (Sb о == Sb o/S) н угла поперечного V крыла W для легкого дозвукового самолета со Стреловидным крылом из условий： / 一 максимально допустимого времени затухания, за которое амплитуда боковых коротко- пернодических колебаний уменьшается в два раза; 2 — максимально допустимого значения показателя xfflax; 3 — предельно допустимого отклонения руля направления при посадке с заданным боковым ветром； 4 — предельно допустимого отклонения элеронов при посадке с боковым ветром; 5 ——минимально допустимого значения показателя xmin； 6 —— максимально допустимой степени спиральной неустойчивости (минимально допустимое время увеличения в два раза первоначальной амплитуды в спиральном движении); 7 — механизация крыла отклонена; / — минимальный диапазон эффективности руля направления; // — диапазон выбора SB 0 при VH = 0; III —— рекомендуемые пределы изменения m£; IV — рекомендуемые пределы изменения m^； V — диапазон выбора
о
ОтсюдаОтсюда
Отсюда
Отсюда
Построенные по условиям (8.15), (8.16) и (8.22) граничные линии имеют вид, показанный на рис. 8.15, а. Эти линии ограничивают область выбора коэффициентов Лв. 0 и пр,н.
В условиях автоматизированного проектирования с использованием ЭВМ уже на стадии предварительного проектирования могут быть получены такие значения производных т^ и т^, которые обеспечат оптимальные характеристики бокового движения. После этого параметры вертикального оперения и углы поперечного V крыла могут выбираться с помощью выражений (8.19) и (8.20). В этом случае удобнее, приняв по предварительной компоновке ориентировочные значения £в. ои других геометрических параметров проектируемого самолета, входящих в выражения для производных mi и 何，строить зависимость этих производных от параметра SB. 0, как показано на рис. 8.15, б.
82 ОБЪЕМНО-ВЕСОВАЯ КОМПОНОВКА
8.2.L Центровка самолета. Расчеты первого приближения
Одной из важнейших задач компоновки самолета является определение центра масс (ц. м.) самолета и приведение его в такое положение относительно средней аэродинамической хорды крыла Ьа, при котором:
в варианте наиболее заднего положения ц. м. обеспечивалось бы условие
в варианте наиболее переднего положения ц. м. обеспечивалось бы условие достаточности отклонения рулей высоты или стабилизатора для балансировки самолета на режиме взлета или посадки при отклоненной механизации крыла.
Этот процесс называется центровкой самолета. Процесс центровки итеративен и имеет по крайней мере три приближения.
При центровочных расчетах определяющим является условие (8.1), согласно которому
元3 =元尸十〃z%°n(8.23)
(следует помнить, что величина /и? < 0).
При дипломном проектировании можно принимать следующие значения 吧：
для дозвуковых пассажирских самолетов ——0,15
для сверхзвуковых пассажирских и тяжелых военных самолетов—0,05
для маневренных самолетов —0,03
OYOYРис. 8.16. Расположение осей ОХ и при расчете центровки самолета：Рис. 8.16. Расположение осей ОХ и при расчете центровки самолета：ха — абсцисса носка средней аэродинамической хорды крыла (отрицательна, если носок Ьд находится впереди начала координат — точки О)ха — абсцисса носка средней аэродинамической хорды крыла (отрицательна, если носок Ьд находится впереди начала координат — точки О)Центровка определяет- | ся по двум осям: гори- I зонтальной ОХ и верти-； кальной 0Y (рис. 8.16). За начало координат при расчете центровки принимают:
OY
OY
Рис. 8.16. Расположение осей ОХ и при расчете центровки самолета：
Рис. 8.16. Расположение осей ОХ и при расчете центровки самолета：
ха — абсцисса носка средней аэродинамической хорды крыла (отрицательна, если носок Ьд находится впереди начала координат — точки О)
ха — абсцисса носка средней аэродинамической хорды крыла (отрицательна, если носок Ьд находится впереди начала координат — точки О)
—либо носок фюзеляжа, с тем, чтобы все координаты грузов были по« ложительны и этим исключались ошибки при суммирований статических моментов. Однако если
в процессе центровки приходится сдвигать вперед или назад носовую часть фюзеляжа, то выбранная точка начала координат оказывается оторванной от какой-либо физической точки конструкции самолета (или весь процесс центровки приходится делать заново)；
—либо начало корневой хорды крыла или (лучше) какого-либо конструктивного элемента крыла (ось переднего или заднего лонжерона центроплана). В этом случае грузы, находящиеся спереди от начала координат, будут иметь отрицательную величину абсцисс.
Ось ОХ обычно совмещают со строительной осью (строительной горизонталью) фюзеляжа.
Расчету центровки обязательно предшествует составление весовой сводки или ведомости. При центровочных расчетах первого приближения за исходные массы принимают массы второго приближения (см. гл. 6). Подсчитываются статические моменты массы основных элементов (грузов) относительно начала координат； частное от деления суммы этих статических моментов на сумму масс и дает координату положения ц. м. Образец центровочной ведомости показан в табл. 8.2.
После подсчета 工(mgx)力 £ (mgp)t и £ (mg)z получаем координаты центра масс
(8.24)
а значение центровкиа значение центровки元Т元Топределяется по следующей формуле:
а значение центровки
а значение центровки
元Т
元Т
(8.25)
где %а — расстояние от начала координат до начала 6厶；^а — средняя аэродинамическая хорда крыла (определение величины 6八 дано ниже).
Обычно величина хт дается в процентах, для чего значение, полученное по формуле (8.25), умножают на 100.
Таблица 8.2
Центровочная ведомость самолета
Агрегат, грузmgx, даН - м %, м mg，даН У，м mgy, даН・м
Конструкции
Крыло
Фюзеляж
Горизонтальное оперение
Вертикальное оперение
Переднее шасси (убрано)
Стойки заднего шасси
(убраны)
Колеса заднего шасси (убраны)
П. Силовая установка
Двигатели средние
Двигатели крайние
Гондолы двигателей средних
Гондолы двигателей крайних
Топливная система
Оборудованиеи управление
Снаряжение
Летчики
Бортинженер
Стюардессы
Специальное оборудование
Топливо
Группа I Группа II Группа III
Нагрузка
Пассажиры Багаж
Сумма£ (陶尤)『£ (rng)iX (^gy)i
Положение центра масс самолета по высоте у^ имеет большое значение при расчетах динамики движения самолета; знание его необходимо при определении необходимого положения колес основного шасси в выпущенном положении. Положение центра масс самолета по высоте необходимо учитывать и в том случае, если он находится далеко от крыла, например в схеме высокоплана (рис. 8.17).
К = ^5^ + К% - 9т)- &т - 4)tg ф] Sin ф. (8.26)
Рис. 8.17. Схема определения центровки при большом расстоянии центра масс самолета от плоскости средней аэродинамической хорды:
ф — угол между /?а к горизонтальной плоскостью KOZ
Координаты грузов берутся с компоновочного чертежа (рис. 18.18 и 18.19), который представляет собою боковую проекцию самолета или продольный разрез самолета по оси симметрии в возможно большем масштабе. На этом чертеже наносятся все грузы, все агрегаты самолета. В процессе компоновки взаимное положение агрегатов и грузов меняется, и поэтому процесс создания компоновочного чертежа также итеративен, как и сам процесс компоновки.
При центровочных расчетах первого приближения принимается:
положение центра масс крыла на 40 ... 42 % t>A;
положение центра масс оперения на 45 ... 50 % ЬАг.0 или ^А в. о；
положение центра масс фюзеляжа приблизительно на 50 % длины фюзеляжа при прямом крыле или на 60 % при стреловидном крыле;
центр масс топлива и топливной системы в центре масс площади топливных отсеков крыла на плановой проекции самолета; для топливных отсеков (баков) в фюзеляже подсчитывается объем и центр масс объема каждого бака в отдельности.
Максимальный объем топлива в крыле (м3)
兀(8-27)
Плотность топлива для ТРД равна 0,8 (0,78 ... 0,83) г/см3 или 800 кг/м3;
центр масс оборудования и управления в центре масс фюзеляжа, т. е. на 50 ... 60% длины фюзеляжа;
Рнс. 8.18. Пример компоновки легкого самолета (гипотетический самолет) 206Рнс. 8.18. Пример компоновки легкого самолета (гипотетический самолет) 206
Рнс. 8.18. Пример компоновки легкого самолета (гипотетический самолет) 206
Рнс. 8.18. Пример компоновки легкого самолета (гипотетический самолет) 206
масса летчиков — 100 кг на военных самолетах и 80 кг на гражданских; бортпроводников — 70 кг, масса пассажира — 75 кг и его багажа ― 15 кг.
В результате расчета первого приближения центровки необходимо иметь следующие значения хт (положения центра масс самолета относительно 匕八)：
самолеты с прямым крылом0,20—0,25
самолеты со стреловидным крылом (% = 35 ... 40°) 0,26—0,30 самолеты со стреловидным крылом (% = 50 ... 55°) 0,30—0,34 самолеты с треугольным крылом малого удлинения 0,32—0,36
Если эти значения не получаются, то необходимо перемещать центр масс самолета. Это возможно двумя путями:
mi % 一匕mi % 一匕(8.28)(8.28)Лхт =Лхт =перемещением отдельных (наиболее весомых) грузов. Тогда сдвиг центра масс самолета
mi % 一匕
mi % 一匕
(8.28)
(8.28)
Лхт =
Лхт =
где 人—масса сдвигаемого груза; тс — масса самолета в центруемом варианте; х/0 — первоначальная координата груза; %；— новая координата груза; -
перемещением всего фюзеляжа с размещенными на нем грузами относительно крыла. С этой целью все массы самолета делятся на две группы:
—масса группы крыла, куда входит масса собственно крыла, масса всех грузов, находящихся на крыле (двигатели, топливо и т. п.), и масса основного шасси, независимо от того, где это шасси закреплено (на фюзеляже или на крыле);
—масса группы фюзеляжа, включающая остальную массу самолета.
(8.29)(8.29)Тогда необходимый сдвиг фюзеляжа относительно крыла
(8.29)
(8.29)
^-巾=«rР. ф
где тгр. ф ——суммарная масса группы фюзеляжа;厶尤；一величина необходимого сдвига центра масс самолета.
Центровка самолета. Расчеты второгои последующих приближений
При центровочных расчетах второго приближения:
——уточняется весовая сводка самолета с разбивкой масс по более мелким группа?л. Типовая весовая сводка второго приближения дана в приложении I;
— рассчитывается фокус самолета;
——в соответствии с принятой величиной 团；%仙 пересчитывается центровка для обеспечения необходимого положения центра масс самолета.
3丄。№ mqHgrmuoi m§ WOE。
nyvqdMQUdu IW-OHUQ ^^^^^млч—lilN \ site
£QE U 3 d岩百，H。
doEU多dgEHTi рпнтзнд ^7^^§ olf-qd*g FnHmQHS ^^ doEU 乡duEHn mHPdo、 ， doEusyidgEHn nnHHgdEAHS
MQmqdyg nn工工sdEHg
EqgQU z，rXH qugEJnga/ DxgoHdEJh KT/goun。
BD=qy2ED20芝 ouog
ооьа -
/ wodoE'DcnnngdEJ KnH9l/9du6 工 C3H-DX9工
м-，нооо? ruqHgnuuol
D壬иипнб OHngDX 77390777 DHEOES HB-3d3u-^^^ 90xnHQoduE00g BtjnHgpn goxnHQOgoduEdoq <70必飞 *00
-,EQ&'g godd
•duHT7aEHOX
OSE
adn关из H
R3弋a42 g03dF
WWOZOT X。8 寸 3HHttE"-ww 006 X 08 寸 3HHtt3dau3ttox30 ©IqHeHdEaE -wwo 寸 9 X 08NI Лаш 5 к«к«ка«и« -ss OS XX08ZI да^й ВЕНдзжА4。 -EE oogxgzzl зафй osffirto^ffl -°о 工 о!чн « ф а Ф ffl rt IqdowmEd ^ 86I sou^a EmE9 KBHqyoNodLI -w二HQQEm H3。工 EHHdHm fS8S Elfd 工 «rtao^ KEXQehHWEHHNOdeE BKHNSdo TЛ^--ом ^ЯО«ЗС-ЕЛЩ) Elnqdx qNEmouu「K 8s EJKKUBgoia d-LBWEH-N mmsе^ккзеснф еннк口 -二 ESIfowE" rtHousffl ^E 6V 寸 лнёойтао nffiss -Й gzm Elqd 工 XEWmEd dlqHHEn aHHOahHdlawoa」(寸 gAI) BSITONEO оиозла^таоотак HXHOHOU。工 &ss^c .6.os^WWOZOT X。8 寸 3HHttE"-ww 006 X 08 寸 3HHtt3dau3ttox30 ©IqHeHdEaE -wwo 寸 9 X 08NI Лаш 5 к«к«ка«и« -ss OS XX08ZI да^й ВЕНдзжА4。 -EE oogxgzzl зафй osffirto^ffl -°о 工 о!чн « ф а Ф ffl rt IqdowmEd ^ 86I sou^a EmE9 KBHqyoNodLI -w二HQQEm H3。工 EHHdHm fS8S Elfd 工 «rtao^ KEXQehHWEHHNOdeE BKHNSdo TЛ^--ом ^ЯО«ЗС-ЕЛЩ) Elnqdx qNEmouu「K 8s EJKKUBgoia d-LBWEH-N mmsе^ккзеснф еннк口 -二 ESIfowE" rtHousffl ^E 6V 寸 лнёойтао nffiss -Й gzm Elqd 工 XEWmEd dlqHHEn aHHOahHdlawoa」(寸 gAI) BSITONEO оиозла^таоотак HXHOHOU。工 &ss^c .6.os^
WWOZOT X。8 寸 3HHttE"-ww 006 X 08 寸 3HHtt3dau3ttox30 ©IqHeHdEaE -wwo 寸 9 X 08NI Лаш 5 к«к«ка«и« -ss OS XX08ZI да^й ВЕНдзжА4。 -EE oogxgzzl зафй osffirto^ffl -°о 工 о!чн « ф а Ф ffl rt IqdowmEd ^ 86I sou^a EmE9 KBHqyoNodLI -w二HQQEm H3。工 EHHdHm fS8S Elfd 工 «rtao^ KEXQehHWEHHNOdeE BKHNSdo TЛ^--ом ^ЯО«ЗС-ЕЛЩ) Elnqdx qNEmouu「K 8s EJKKUBgoia d-LBWEH-N mmsе^ккзеснф еннк口 -二 ESIfowE" rtHousffl ^E 6V 寸 лнёойтао nffiss -Й gzm Elqd 工 XEWmEd dlqHHEn aHHOahHdlawoa」(寸 gAI) BSITONEO оиозла^таоотак HXHOHOU。工 &ss^c .6.os^
WWOZOT X。8 寸 3HHttE"-ww 006 X 08 寸 3HHtt3dau3ttox30 ©IqHeHdEaE -wwo 寸 9 X 08NI Лаш 5 к«к«ка«и« -ss OS XX08ZI да^й ВЕНдзжА4。 -EE oogxgzzl зафй osffirto^ffl -°о 工 о!чн « ф а Ф ffl rt IqdowmEd ^ 86I sou^a EmE9 KBHqyoNodLI -w二HQQEm H3。工 EHHdHm fS8S Elfd 工 «rtao^ KEXQehHWEHHNOdeE BKHNSdo TЛ^--ом ^ЯО«ЗС-ЕЛЩ) Elnqdx qNEmouu「K 8s EJKKUBgoia d-LBWEH-N mmsе^ккзеснф еннк口 -二 ESIfowE" rtHousffl ^E 6V 寸 лнёойтао nffiss -Й gzm Elqd 工 XEWmEd dlqHHEn aHHOahHdlawoa」(寸 gAI) BSITONEO оиозла^таоотак HXHOHOU。工 &ss^c .6.os^
Центровка выполняется для следующих основных вариантов:
максимально допустимая масса самолета с полной нагрузкой (коммерческой или боевой); баки заполнены соответствующим количеством топлива;
максимально допустимая масса самолета с полной заправкой топливом и соответственно уменьшенной нагрузкой;
самолет с полной заправкой топливом без нагрузки (перегоночный вариант);
самолет с полной нагрузкой без топлива (предельный посадочный вариант);
пустой самолет без нагрузки и топлива •
—со снаряжением (с экипажем)
— без снаряжения.
Последний вариант необходим для оценки поведения самолета на стоянке (отсутствие переваливания на хвост). Все остальные варианты рассматриваются с убранным и выпущенным шасси,
В результате этих расчетов выявляется диапазон разбега эксплуатационных и летных центровок. Диапазон разбега летных центровок определяет размеры оперения, и, следовательно, массу самолета.
Если полученный диапазон разбега центровок меньше допустимого при данной величине 4r. 0, то имеется возможность уменьшить величину Лг. 0 путем уменьшения площади горизонтального оперения и тем самым уменьшить массу самолета.
Если полученный диапазон разбега центровок больше допустимого, то необходимо:
——либо расширить допустимый диапазон разбега центровок увеличением предельно задней центровки путем увеличения S「. 0 или уменьшения запаса устойчиво- сти/n^, например, при введении в систему управления соответствующей автоматики;
— либо расширить допустимый разбег диапазона центровок уменьшением предельно передней центровки при увеличении эффективности оперения (увеличении углов отклонения рулей высоты или стабилизатора);
— либо сократить полученный диапазон разбега центровок.
В целях получения минимального диапазона центровок необходимо размещать:
—ц. м. топлива вблизи ц. м. самолета так, чтобы при расходе топлива центровка смещалась не более чем на 5 % 5人；
—сбрасываемые в полете грузы так, чтобы при их сбросе центровка менялась не более чем на 3 % 匕厶；
—переменные грузы (например, пассажиров) как можно ближе Я к ц. м. самолета, чтобы они давали минимальные изменения Я центровки в любых вариантах по количеству (массе) этих грузов. 留
С учетом этих мероприятий диапазон разбега летных центровок Я должен быть не более 10 % 匕八 Для военных самолетов и 20 % 匕八 я для пассажирских и транспортных самолетов.Я
Обычно в результате расчета всех вариантов строится центро- вочный график (см. рис. 8.22 и 8.23).1
Третье приближение центровки проводится после того, как проработана конструкция самолета и имеется возможность уточ- I нить массы отдельных элементов конструкции, и после того, как J уточнены схемы и конструктивные элементы систем самолета, 鼻 а размещение этих элементов уточнено в соответствии с произвол- I ственно-технологическими и эксплуатационными требованиями. |
Обычно это связано с окончанием разработки эскизного про- | екта. Однако итерации процесса продолжаются и на всех после- с| дующих этапах создания самолета.1
Определение величины средней才
аэродинамической хорды
Как сказано выше, центровка — это определение положения 鼻 ц. м. самолета относительно средней аэродинамической хорды 'Я крыла 匕厶(Ьа — это хорда прямоугольного крыла, эквивалентного ] данному крылу по моментным характеристикам относительно Л поперечной оси Z, проходящей через начало корневой хорды дан- 3 ного крыла).；|
В общем случае величина,|
= 炉虑，(8.30)I
а ее положение (начало) относительно осиZ:j
2?I
ХА =J xbdz,(8.31)I
QI
где S площадь крыла, м2; //2 ——половина размаха крыла, м; ? bn% ——текущие размеры хорды крылаирасстояния от начала ；
данной хорды до оси..；
В том случае, если крыло имеет большое поперечное V, возни- ■ кает необходимость определения положения 匕八 п0 высоте от : плоскости XOZ и величина Уа определяется по аналогичной ' формуле:
У к =歹 J ybdz,(8.32)
о
Если крыло имеет геометрическую крутку концевой хорды относительно корневой, то угловое положение 匕八 относительно хорды корневого сечения крыла определяется как
屮а 二 J cpbdz. (8.33) о
Величины у и ср в формулах (8.32) и (8.33) — текущие значения положения хорды по высоте и по углу
Рис. 8.20. Схема расчета 方аРис. 8.20. Схема расчета 方адля трапециевидного крыладля трапециевидного крылазакручивания.
Рис. 8.20. Схема расчета 方а
Рис. 8.20. Схема расчета 方а
для трапециевидного крыла
для трапециевидного крыла
Для трапециевидного крыла (рис. 8.20) эти формулы приобретают следующий вид:
_2_ _3
b^ + b()&K + 力^ _
м +乐 一
2 / 1 + П + П2 .
3 —(!+")'
(8.34)
3
力Q T- 2方h _ М + ^К
%к
3
П +2 .
(8.35)
Ук
М + 26к
Рк
刀+ 2 .
(8.36).
3
m +方耳
3
n + i '
фк
力Q + 2力K
фк
П + 2
(8.37)
Фл
3
М +匕К
3
п + 1
где Ь° ——корневая хорда трапециевидного крыла;匕^ — концевая хорда трапециевидного крыла; п = &0^к — сужение крыла; хк, Ун н 屮к ——соответствующие величины, характеризующие положение концевой хорды.
/ 匕 Q + 2Ьк 6 М + Ьк/ 匕 Q + 2Ьк 6 М + Ькz什26 П + 1z什26 П + 1(8.38)(8.38)В случае необходимости знать положение йА по размаху трапециевидного крыла ее координата от оси X равна：
/ 匕 Q + 2Ьк 6 М + Ьк
/ 匕 Q + 2Ьк 6 М + Ьк
z什2
6 П + 1
z什2
6 П + 1
(8.38)
(8.38)
(8.39)(8.39).(8.40).(8.40)s' + s" + ——н s»s' + s" + ——н s»
(8.39)
(8.39)
.(8.40)
.(8.40)
s' + s" + ——н s»
s' + s" + ——н s»
Если крыло составлено из двух и более трепеций, то определяются значения bAit хАЬ yAi и(рАг для каждого участка крыла (каждой трапеции), а соответствующие величины для всего крыла в целом определяются по формулам
n5 + bAS +…+必£；s' + s"+
Рис. 8.21. Схема расчета 6д для составного крылаРис. 8.21. Схема расчета 6д для составного крылаТак же определяются и значения “а н 屮а (рис. 8.21).
Рис. 8.21. Схема расчета 6д для составного крыла
Рис. 8.21. Схема расчета 6д для составного крыла
Все приведенные выше формулы применяются и для определения величины средней аэродинамической хорды горизонтального и вертикального оперений. При этом площадь горизонтального оперения берется вместе с внутр ифюзеляж- ной частью, образованной продолжением передней и задней кромок оперения до оси сим
метрии самолета; в пересечении этих линий с осью самолета образуется и корневая хорда.
Корневая хорда вертикального оперения берется по верхнему обводу фюзеляжа и проводится обычно параллельно оси фюзеляжа (оси %) через точку пересечения задней кромки вертикального
оперения с верхним обводом фюзеляжа.
Особые варианты компоновок
Некоторые компоновки самолетов имеют отличительные особенности центровки. Характерны центровки больших пассажирских самолетов в зависимости от места установки двигателей.
Установка двигателей на хвостовой части фюзеляжа создает большой статический момент относительно центра масс самолета, и чтобы уравновесить этот момент, т. е. получить хотя бы предельно допустимую заднюю центровку, приходится носовую часть фюзеляжа выносить далеко вперед. Вследствие этого пассажирская кабина (центр масс ее объема и центр масс пассажиров и пассажирского оборудования) оказываются впереди центра масс пустого самолета. При загрузке пассажиров центр масс самолета сдвигается вперед ——появляются «ножницы» между очень задней центровкой пустого самолета и очень передней центровкой полностью нагруженного самолета (рис. 8.22).
В результате этого:
задняя центровка пустого самолета во избежание опрокидывания самолета на хвост требует соответствующего выноса колес основного шасси назад. При таком заднем положении колес шасси обеспечение взлета полностью загруженного самолета с передней центровкой требует либо увеличения площади горизонтального оперения, либо отклонения стабилизатора и рулей высоты на очень большие углы, что увеличивает отрицательную нагрузку на оперение, потребную подъемную силу крыла и длину разбега при взлете;
полет полностью загруженного самолета с передней центровкой из-за большой величины т? происходит с большими потерями 212
5〃5〃454540X5 353040X5 3530с--Е工号с--Е工号5252切芍切芍6rkN 7 ЙООкг 27006rkN 7 ЙООкг 2700020三-匚 Eggg^020三-匚 Eggg^大检大检MkN2uN3、1^800*MkN2uN3、1^800*ТоппиВоТоппиВоN2 “амажирьМбМр) Снаряжение 47^^ 12000 r I Г' 450 лгN2 “амажирьМбМр) Снаряжение 47^^ 12000 r I Г' 450 лгПредельно допустимая задняя центровка наПредельно допустимая задняя центровка навзлете, В полета 〃 на (шасси убрано)взлете, В полета 〃 на (шасси убрано)//реально допустимая 口閒сОн^ центровка на//реально допустимая 口閒сОн^ центровка напосадкепосадке占 ЕЕ.占 ЕЕ.посадке Х=78% САХ /， (шасси выпущено)посадке Х=78% САХ /， (шасси выпущено)Л/JЛ/Jk96k96х ^32% САХ Полетх ^32% САХ Полетпззбт ?а園пззбт ?а園勿?況〃/>⑨助呼】勿?況〃/>⑨助呼】но. взлете х^?/%1^/ (шасси Выпущено)N 2uN3 N2но. взлете х^?/%1^/ (шасси Выпущено)N 2uN3 N2
5〃
5〃
45
45
40
X
5 35
30
40
X
5 35
30
с--Е工号
с--Е工号
5
2
5
2
切芍
切芍
6rkN 7 ЙООкг 2700
6rkN 7 ЙООкг 2700
020三-匚 Eggg^
020三-匚 Eggg^
大检
大检
MkN2uN3、
1^800*
MkN2uN3、
1^800*
ТоппиВо
ТоппиВо
N2 “амажирьМбМр) Снаряжение 47^^ 12000 r I Г' 450 лг
N2 “амажирьМбМр) Снаряжение 47^^ 12000 r I Г' 450 лг
Предельно допустимая задняя центровка на
Предельно допустимая задняя центровка на
взлете, В полета 〃 на (шасси убрано)
взлете, В полета 〃 на (шасси убрано)
//реально допустимая 口閒сОн^ центровка на
//реально допустимая 口閒сОн^ центровка на
посадке
посадке
占 ЕЕ.
占 ЕЕ.
посадке Х=78% САХ /， (шасси выпущено)
посадке Х=78% САХ /， (шасси выпущено)
Л/J
Л/J
k96
k96
х ^32% САХ Полет
х ^32% САХ Полет
пззбт ?а園
пззбт ?а園
勿?況〃/>⑨助呼】
勿?況〃/>⑨助呼】
но. взлете х^?/%1^/ (шасси Выпущено)
N 2uN3 N2
но. взлете х^?/%1^/ (шасси Выпущено)
N 2uN3 N2
Вьшиск шасси ЗЗООк? 35Q /4 8 0О 470 0кг
5 0 5 56 0 65707580 85 Mqccq самолета^г
Рис. 8.22. Центровочный график самолета с двигателями на хвостовой части фюзеляжа
на балансировку и, следовательно, с увеличенными расходами топлива;
полет в перегоночном варианте без пассажиров и их багажа для получения максимально допустимой центровки, обеспечивающей минимально допустимый запас устойчивости, требует либо установки центровочного груза, либо заполнения передних топливных баков балластным, нерасходуемьш топливом.
Установка двигателей под крылом с большим выносом их вперед от передней кромки крыла и размещением впереди центра масс самолета требует выноса назад хвостовой части фюзеляжа. Пассажирская кабина сдвигается назад, центр объема ее оказывается позади центра масс пустого самолета и при загрузке пассажиров центровка уходит назад. Таким образом, и в этом случае образуются «ножницы» между очень задней центровкой полностью загруженного самолета и очень передней центровкой пустого самолета (рис. 8.23).
Однако при этом:
взлет полностью загруженного самолета происходит при малом статическом плече центра масс самолета относительно колес основного шасси, что уменьшает нагрузки на горизонтальное оперение;
(Рис. 8.23. Центровочный график самолета с двигателями под крылом
полет полностью загруженного самолета происходит при малых (нормируемых) значениях т^, и потери на балансировку при этом минимальные;
взлет самолета в перегоночном варианте с передним положением ц. м. в очень редких случаях требует установки центровочного груза для обеспечения необходимой эффективности оперения при взлете и посадке.
Расчет моментов инерции самолета
Знание величины моментов инерции необходимо при расчете устойчивости и управляемости самолета, расчете инерционных нагрузок, возникающих в процессе вращения самолета, при решении ряда задач проектирования шасси, рулей управления и т. п.
Для расчета осевых моментов инерции, например относительно оси Ху пользуются зависимостью
п
= j r^ dm 2 r^i Дть(8.41)
О
где Jx — момент инерции тела относительно оси X; dm — элементарная масса тела;卜т» ——масса конечного элемента тела;
rxi ——расстояние элементарной массы до оси X и расстояние от центра масс конечного элемента до оси X соответственно; и — объем.
Осевой момент инерции является мерой инертности тела при вращении вокруг оси, так же как масса является мерой инертности в прямолинейном движении.
214•
00Рис. 8.24. Коэффициенты к расчету моментов инерции самолета：а 二 обычные самолеты; б — самолеты с вертикальным взлетом н посадкойРис. 8.24. Коэффициенты к расчету моментов инерции самолета：а 二 обычные самолеты; б — самолеты с вертикальным взлетом н посадкой
0
0
Рис. 8.24. Коэффициенты к расчету моментов инерции самолета：
а 二 обычные самолеты; б — самолеты с вертикальным взлетом н посадкой
Рис. 8.24. Коэффициенты к расчету моментов инерции самолета：
а 二 обычные самолеты; б — самолеты с вертикальным взлетом н посадкой
Для расчета моментов инерции самолета относительно осей X, У, Z пользуются центровочными ведомостями. В первом приближении осевые моменты инерции самолета можно найти по следующим формулам И I (кг-м2):
，二节外;(842)
J* =书"(『+ 4) Ф^»
(8.43)
(=墨^屮z，(8.44)
где т0 — взлетная масса самолета (кг); /，% —- размах крыла и длина фюзеляжа (м); (рг,屮夕 叫 一 коэффициенты (см. рис. 8.24).
Размещение экипажа
Второй главной задачей объем но-весовой компоновки является размещение экипажа. Служебная кабина, или кабина экипажа, размещается в передней части фюзеляжа. Ее размеры и компоновка зависят от состава экипажа.
Экипаж современных пассажирских магистральных самолетов обычно состоит из трех человек: командира корабля — первого пилота, второго пилота и бортинженера. Для специальных рейсов
Вариант 7вариант^
4
рИс. 8.25. Возможные схемы размещения экипажа в служебной кабине: / 一 первый пилот; 2 — второй пилот; 3 — бортиижеиер； 4 — штурмаи; 5 — отсек радиолокатора
2
О
9:做中
<44广《
42g
500
乳。辞
500
/2°30
Линия базирования
940'
1Г
4/5/74689
а «5/80
9a AV/40
av?78广广
7
‘%8「＜
Г 340：
а«228『
了制£
С
СЙЕзОПЙг
Рис. 8.26. Компоновка носовой части фюзеляжа и кабины экипажа современного магистрального пассажирского самолета:
1 — левый пульт пилота; 2 — педали левого пилота (командира корабля); 3 ——штурвал левого пилота; 4 — приборная доска пилотов;5 — центральный пульт пилотов с РУД; 6 ——штурвал правого пилота; 7 ——педали правого пилота： 5 ——правый пульт пилота; 5 ——эле-менты проводки управления под полом кабины; 10 — тяги связи рычагов управления левого и правого пилотов; 11 — выход тягк органам управления; 12 ——пульт бортового инженера с РУД； 13 — приборная доска штурмана
В сослав экйпажа включаются иногда штурман, специальный радист; для них предусматривается место, которое используют и для размещения в кабине инструктора или инспектора, проверяющего работу членов экипажа. Возможные схемы размещения экипажа в служебной кабине показаны на рис. 8.25.
На рис. 8.26 показана компоновка носовой части и кабины экипажа современного магистрального пассажирского самолета. Размещение в кабине экипажа органов управления показано в гл. 18.
Важно обеспечить экипажу необходимый обзор. Требования к обзору летчика следующие:
Зона беспрепятственного обзора для левого летчика:
—влево 20°;
— вправо 30°;•
——вниз (по оси сиденья летчика) не менее 16°;
—вверх (по оси сиденья летчика) 20°.
В диапазоне углов 20 ... 45° влево по азимуту допускается в конструкции фонаря наличие одной силовой стойки.
Обзор назад——влево должен обеспечивать видимость половины концевого обтекателя крыла (на самолете Ил-86 это потребовало иметь обзор назад по азимуту до 145° вместо нормируемых 135°).
Ширина затенения обзора конструкцией основных силовых стоек фонаря не должна быть более 70 мм.
От глаза летчика до внутренней поверхности стекла в плоскости сиденья летчика (размер Lc на рис. 8.27) должно быть не менее 500 мм.
Т叩ихшггшьнь电 %уНизнрованияТ叩ихшггшьнь电 %уНизнрованияВертикальВертикаль16...18°16...18°Сечение стекла по оси сидения летчикаСечение стекла по оси сидения летчикаРее^лираЗпа по а зрения сидения по 仇心теРее^лираЗпа по а зрения сидения по 仇心те3030Линия пола кобин^ мметрии само/!е/па\ Сечение лобовоап ceenaq J плоскости, линии ЁизированинС2 %б сиденил летчика— /?7加应厂Линия пола кобин^ мметрии само/!е/па\ Сечение лобовоап ceenaq J плоскости, линии ЁизированинС2 %б сиденил летчика— /?7加应厂Anaspai^u oSjcpa (для 〃£戶历『。/гетика)Anaspai^u oSjcpa (для 〃£戶历『。/гетика)
Т叩ихшггшьнь电 %уНизнрования
Т叩ихшггшьнь电 %уНизнрования
Вертикаль
Вертикаль
16...18°
16...18°
Сечение стекла по оси сидения летчика
Сечение стекла по оси сидения летчика
Рее^лираЗпа по а зрения сидения по 仇心те
Рее^лираЗпа по а зрения сидения по 仇心те
30
30
Линия пола кобин^ мметрии само/!е/па\ Сечение лобовоап ceenaq J плоскости, линии Ёизированин
С2 %б сиденил летчика— /?7加应厂
Линия пола кобин^ мметрии само/!е/па\ Сечение лобовоап ceenaq J плоскости, линии Ёизированин
С2 %б сиденил летчика— /?7加应厂
Anaspai^u oSjcpa (для 〃£戶历『。/гетика)
Anaspai^u oSjcpa (для 〃£戶历『。/гетика)
Рис. 8.27. Требуемый нормами летной годности пассажирских самолетовобзор из кабины летчика:
С — положение глаза летчика при взлете и посадке самолета; С2 — положение глазалетчика в крейсерском полете; зона обязательного обзора, —————зона жела-
тельного обзора
При снятии диаграмм обзора из точки С\ допускается перемещение головы 戶=100 ... 120 мм (в пределах хода привязных ремней).
Требуемая диаграмма обзора левым летчиком из кабины пассажирского магистрального самолета показана на рис. 8.27.
При компоновке носовой части фюзеляжа и фонаря летчиков рекомендуется наряду с требованиями НЛГС-2 учитывать и желание летчиков:
видеть в момент касания поверхности ВПП колесами полосу посадки на удалении от самолета не более 50 ... 70 м;
——видеть в момент захода на посадку ночью на высоте «принятия решения» (на высоте 30 м при посадке по второй категории ИКАО) не менее 5 ... 6 огней подхода к ВПП.
Выполнение этих условий требует обзора вниз прямо перед летчиком до 19 ... 22°. На самолете Боинг 747 этот угол равен 18,5°, а на самолете ИЛ-86 — 20°.
КОНСТРУКТИВНО-СИЛОВАЯ КОМПОНОВКА
Задачи конструктивно-силовойкомпоновки
Основной задачей конструктивно-силовой компоновки является создание или выбор такой силовой схемы частей самолета, в которой обеспечивались бы:
минимальная масса конструкции частей самолета и всего самолета в целом;
органическое сочетание силовых элементов конструкции и полезных объемов внутри или снаружи этой конструкции, используемых для размещения целевой нагрузки, экипажа, оборудования, силовой установки;
учет требований эксплуатационной и производственной технологичности;
необходимая жесткость конструкции с учетом динамической нагрузки и средств демпфирования в целях статической и динамической устойчивости конструкции в потоке воздуха;
получение требуемого ресурса и безопасности при локальных усталостных разрушениях.
Закон《квадрата—куба» и проблема оптимизации силовой конструкции самолета
Развитие авиационной техники, усложнение задач, которые должна решать эта техника, требование повышения экономичности эксплуатации гражданских самолетов влекут за собой неуклонный рост размеров самолетов и увеличение их взлетной массы и массы конструкция самолетов.
При увеличении размеров самолета площади (крыла, оперения) и поверхности (фюзеляжа и других элементов) растут пропорционально квадрату коэффициента линейного увеличения. Если силовая конструкция при этом не меняется, т. е. все ее элементы увеличиваются в том же соотношении в ширину, высоту и длину, то масса силовых элементов растет пропорционально кубу коэффициента линейного увеличения. При этом, естественно, принимается, что уровень напряжений в силовых частях и распределение аэродинамических и массовых нагрузок по конструкции не меняются.
Если полагать, что основные взлетно-посадочные и скоростные характеристики самолета, определяемые удельной нагрузкой на крыло р, и дальность полета, определяемая относительным запасом топлива тТ1 сохраняются на том же уровне, то закон «квадрата—куба» может быть сформулирован в следующем виде. При увеличении линейных размеров самолета взлетная масса растет пропорционально квадрату коэффициента линейного увеличения, а масса силовой конструкции ——кубу коэффициента линейного увеличения и относительная величина полезной нагрузки линейно уменьшается.
Это теоретическое положение. На самом деле относительная масса конструкции самолета возрастает, но возрастает очень медленно. Причины, препятствующие возрастанию массы:
—применяются все более оптимальные силовые схемы отдельных частей самолета и создаются более оптимальные конструкции
I Оптимизация силовой конструкции самолета I
aE。02fiduKodmD w сх аяхоюаюшЛЕ Аг annahaujaoo азхлёт^р^о аоaE。02fiduKodmD w сх аяхоюаюшЛЕ Аг annahaujaoo азхлёт^р^о аоМетоды оптимизациисиловой конструкциипри удовлетворениитребований 川7 цаэроупругостаМетоды оптимизациисиловой конструкциипри удовлетворениитребований 川7 цаэроупругостаМетоды оптимизации силовой конструкции по выносливости^ Долговечности и живучестиМетоды оптимизации силовой конструкции по выносливости^ Долговечности и живучестиРис. 8.28. Схема оптимизации силовой конструкции самолетаРис. 8.28. Схема оптимизации силовой конструкции самолета
aE。02fiduKodmD w сх аяхоюаюшЛЕ Аг annahaujaoo азхлёт^р^о ао
aE。02fiduKodmD w сх аяхоюаюшЛЕ Аг annahaujaoo азхлёт^р^о ао
Методы оптимизациисиловой конструкциипри удовлетворениитребований 川7 цаэроупругоста
Методы оптимизациисиловой конструкциипри удовлетворениитребований 川7 цаэроупругоста
Методы оптимизации силовой конструкции по выносливости^ Долговечности и живучести
Методы оптимизации силовой конструкции по выносливости^ Долговечности и живучести
Рис. 8.28. Схема оптимизации силовой конструкции самолета
Рис. 8.28. Схема оптимизации силовой конструкции самолета
с меньшей массой дополнительной несиловой части этой конструкции; ^
—в конструкции применяются новые материалы с большим уровнем допустимых напряжений (если этот уровень допускается и требованиями усталостной прочности);
—совершенствуются методы расчета самолета на статическую, динамическую и усталостную прочность;
—совершенствуются методы уменьшения аэродинамических нагрузок.
Несмотря на все эти мероприятия, с увеличением размеров самолета относительная масса конструкции самолета все-таки растет. Это придает особо важное значение проблеме оптимизации силовой конструкции и выполнению оптимальной конструктивносиловой компоновки самолета на самых начальных стадиях проектирования.
Схема оптимизации силовой конструкции самолета приведена на рис. 8.28 [7].
Детально решение задач выбора и оптимизации силовой конструкции самолета и его частей рассматривается в специальной литературе [7, 14, 35] и в курсе «Проектирование конструкций самолета».
Учет производственной технологичностипри конструктивно-силовой компоновке
Одной из первых задач конструктивно-силовой компоновки является установление эксплуатационных и технологических (производственных) разъемов частей самолета. Задача эта оптимизационная. С одной стороны, условия организации крупносерийного производства требуют максимального членения конструкции самолета на отдельные агрегаты с тем, чтобы сократить циклы сборки самолета. С другой стороны, каждый эксплуатационный разъем и производственно-технологический стык элементов конструкции ——это дополнительная масса, а иногда и дополнительный очаг концентрации напряжений с последующим очагом усталостного разрушения. Например, на самолете Ту-154 эксплуатационный разъем между средней частью крыла и отъемными концевыми частями крыла дает увеличение массы крыла на 350 ... 400 кг. И может оказаться, что повышение экономичности эксплуатации самолета при уменьшении массы конструкции за счет уменьшения числа разъемов будет таким, что экономически целесообразнее построить новые цеха или заводы с большими размерами сборочных пролетов, чем сделать дополнительные разъемы конструкции.
Одновременно с процессом конструктивно-силовой компоновки обычно ведется разработка директивной технологии изготовления частей самолета и сборки самолета в целом, так как выбираемые технологические процессы могут определять и особенности силовой схемы конструкции. Например, размеры листов силовой обшивки
крыла зачастую определяют расстояние между лонжеронами крыла ш и наличие технологических стыков панелей обшивки крыла по ? размаху. ^Директивная технология отражает, наряду с новыми 1 достижениями в области производства самолета, с вновь разрабо- | танными технологическими процессами, особенности конкретного j опытного и серийного заводов (его производственные возможности | по площадям, размерам цехов и составу оборудования), серийность | самолета (ориентировочное число заказываемых самолетов) и | предполагаемые особенности эксплуатации самолета (например, 1 эксплуатация в тропическом климате и т. п.). В директивной ,| технологии даются и ограничения в номенклатуре используемых ] при проектировании самолета материалов, сортамента профилей и | листов, крепежных изделий (болтов, заклепок и т. п.).1
Учет эксплуатационной технологичности1
при конструктивно-силовой компоновке:
В процессе конструктивно-силовой компоновки должен быть j обеспечен эксплуатационный подход в зоны, где размещены агре-， гаты и проводка систем оборудования и управление самолетом, и 扌 подход к участкам конструкции, подлежащим осмотру в процессе ! эксплуатации самолета. Это требует создания соответствующих : люков или съемных панелей в конструкции самолета помимо люков, обеспечивающих размещение целевой нагрузки (для пассажирских самолетов ——помимо входных и служебных дверей, багажных и аварийных люков и оконных проемов).
В целях уменьшения массы конструкции самолета силовые окантовки всех вырезов для люков и съемных панелей должны органически входить в силовую схему агрегатов самолета.
УВЯЗКА ФОРМЫ И ПОСТРОЕНИЕ ВНЕШНИХОБВОДОВ САМОЛЕТА
Увязка формы самолета
Все три процесса компоновки в конечном счете объединяются, завершаются построением внешних обводов самолета, приданием проектируемому самолету конкретной, законченной формы.
^Формирование, построение внешних обводов самолета обычно производится в два этапа. На первом этапе выполняется предварительная увязка формы и определяется положение основных конструктивно-силовых элементов агрегата. На втором этапе производится окончательное задание формы агрегата в теоретическом чертеже с помощью различных математических методов.
Под увязкой формы понимают графическое или аналитическое определение координат обводов агрегата и его сечений по ряду плоскостей с последующей графической проверкой взаимного соответствия обводов и сечений в различных проекциях. Как правило,
Рис. 8.29. Увязка формы фюзеляжа графическим способом батоксов и горизонталей:
а — боковая проекция; б — проекция в плане; а — эпюра совмещенных сечений； / —— строительная горизонталь; 2 ——шпангоуты； 3 ——нулевой батокс; 4 ——батоксы; 5 —— полушнроты; 6 ——следы плоскостей горизонталей; 7 ——следы плоскостей батоксов;
8 — ось симметрии н плоскость нулевого батокса; 5 — полуширота
предварительную увязку формы агрегата проводят с помощью метода батоксов и горизонталей, и хотя для окончательного задания поверхности метод батоксов и горизонталей в настоящее время не применяется, на самых начальных этапах проектирования поверхности он продолжает сохранять свое значение. Этот способ основан на методике начертательной геометрии. Обводы агрегата, форму которого следует увязать (например, фюзеляж), вычерчивают в боковой и плановой проекциях. Затем приступают к увязке с помощью эпюры совмещенных сечений, эпюр линии батоксов на боковой проекции и линии горизонталей на плановой проекции (рис. 8.29). Процесс увязки состоит в том, что на эпюре совмещенных сечений откладывают по вертикальной и горизонтальной осям точки, определяемые обводами в боковой и горизонтальной проекциях (нулевыми батоксами и полуширотами), а затем эти точки соединяют кривыми, дающими обводы шпангоутов. Одновременно в боковой проекции и в плане строят линии батоксов и горизонталей и производят взаимную коррекцию их с эпюрой совмещенных сечений.
Увязку крыла, оперения, пилонов и других агрегатов, имеющих конический закон образования поверхности, можно, используя свойства трапецеидальных сечений, произвести как графическим, так и аналитическим способами.
Для увязки должны быть заданы: форма крыла в плане, разбивка нервюр, профили крыла у корня и на конце крыла, профили промежуточные, если форма крыла образуется не одним или двумя профилями, и длины переходных зон (от одного профиля к другому).
Рис. 8.30. Определение ординат промежуточного профиля крыла или оперения:
/ — корневая хорда; 2 ——промежуточная хорда; 3 — концевая хорда ,
По каждому заданному профилю должны быть известны семейство, хорда и относительная толщина.
Графический способ увязки основан на построении эпюры совмещенных сечений (рис. 8.30). На эпюре вычерчивают корневой профиль (в простейшем случае) таким образом, чтобы плоскости нервюр были параллельны плоскости эпюры. После этого проводят линии равных долей (равных процентов) хорды, т. е. образующие конической поверхности крыла. Линии равных процентов и соответствующие ординаты корневого и концевого профилей составляют трапецию, поэтому легко определить ординаты всех профилей, расположенные на том же относительном расстоянии от их носков, что и ординаты корневого и концевого профилей.
Все линии равных процентов хорды делят пропорционально расстоянию между нервюрами, и через полученные таким образом точки проводят плавные кривые промежуточных профилей. Графический способ малоупотребителен вследствие недостаточной точности получаемых результатов.
При аналитическом способе увязки агрегатов, имеющих конические поверхности, используются геометрические свойства трапеций, составленных образующими и ординатами корневого и концевого профилей, при этом все искомые размеры определяются расчетом. Обычно определяют верхнюю 仇)и нижнюю (%) ординаты в отдельности.
Результаты заносят в таблицы. Ординаты определяют по формуле
%工=%, к“ 2%〃 + %. крн (1 — 2aJ/),(8.45)
где %.кн — ордината концевого профиля; yBt крн — ордината корневого профиля; ах — расстояние от корневого профиля до нервюры.
В наиболее совершенных автоматизированных системах проектирования летательных аппаратов предварительная увязка обводов производится конструктором в режиме диалога с ЭВМ, осуществляемого с помощью дисплея и «светового пера》. Конструктор с учетом различных аэродинамических и конструктивных требований может скорректировать очертание поверхности ЛА непосредственно на экране дисплея, а ЭВМ учтет эту коррекцию при аппроксимации поверхности одним из математических методов. В этом случае опыт и интуиция конструктора дополняются большим объемом памяти и огромными вычислительными возможностями современных ЭВМ.
Математические методы описанияобводов самолета
После окончания предварительной увязки поверхности летательного аппарата необходимо зафиксировать ее форму в теоретическом чертеже, описав с помощью одного или нескольких математических методов. Рассмотрим основные требования, предъявляемые к этим методам.
Аэродинамическая гладкость продольных контуров (сечений) большинства агрегатов обеспечивается сохранением в этих сечениях непрерывности первой производной. Для особо ответственных агрегатов, существенно влияющих на характер обтекания самолета в целом (крыло, носовые части, гондолы двигателей и т. п.) необходимо обеспечить в продольных сечениях непрерывность второй производной и ограниченные величины третьей производной. Как общее правило можно отметить, что требование к гладкости поперечных сечений ЛА обычно на порядок ниже, чем к гладкости продольных. Например, если профили крыла по полету выглаживаются до непрерывности второй производной, то в сечениях крыла по лонжеронам желательно иметь непрерывной первую произвол-" ную.
При проработке формы поверхности самолета с точки зрения эксплуатационных, конструктивных и технологических требований математические методы описания обводов должны обеспечивать:
—плавное включение в создаваемую поверхность самолета цилиндрических, конических, параболических и других аналитически описанных поверхностей, таких как лобовые цилиндрические стекла пилотских кабин, элементы поверхности крыла и оперение с коническим образованием, обтекатели специальных антенн заданной формы и т. д.;
—плавное включение в проектируемую поверхность плоских участков, представляющих собой люки под стекла фотоаппаратов и астронавигационных приборов, остекление кабин, плиты специальных датчиков;
——прямолинейность заданных сечений некоторых силовых элементов, например сечения по сжатой верхней полке лонжерона крыла.
2252258 С. М. Егер и др,
225
225
Наряду с указанными требованиями математические методы формирования обводов ЛА должны полностью и однозначно описывать поверхность летательного аппарата, не допуская зон, сводимых «на плавность» на плазах или сглаживаемых на макетах поверхности. Это требование стало обязательным в последнее время в связи с широким внедрением в практику самолетостроения обработки деталей, связанных с обводами, а также шаблонов, рубильников стапелей и других деталей оснастки на станках с числовым программным управлением.
Следует отметить и такие требования к математическим методам задания поверхности летательного аппарата, как наглядность и графоаналитичность, т. е. возможность получить на каждом этапе проектирования наглядное представление о форме создаваемой поверхности либо в виде эскиза, полученного на графопостроителе, либо в виде изображения на экране дисплея в случае работы конструктора с ЭВМ в режиме диалога.
Разнообразие требований к математическим методам задания поверхности агрегатов летательного аппарата, а также разнообразие типов самих агрегатов породили множество методов описания обводов, из которых наиболее употребительными в настоящее время являются:
метод кривых второго порядка;
— метод задания контура самолета дугами окружностей;
задание продольных контуров самолета степенными уравнениями;
—методы задания поверхности самолета с помощью сплайн- функций;
—аналитическое задание контура самолета с помощью полиномов.
Прежде чем приступить к описанию математических методов аппроксимации контуров самолета, следует дать определение весьма распространенному в настоящее время кинематическому способу задания поверхности.
Поверхность считается кинематически заданной, если в пространстве заданы основные продольные линии агрегата — направляющие (нулевые батоксы верха и низа и полуширота), вдоль которых перемещается его поперечное сечение, причем известен закон изменения формы сечения в зависимости от положения по длине агрегата.
При кинематическом способе задания поверхности для аппроксимации продольных линий и для задания закона изменения формы поперечного сечения могут использоваться различные математические методы, причем допускается использование разных методов для задания отдельных линий одного агрегата. Последнее, впрочем, нежелательно из-за необходимости использовать разные программы при расчете на ЭВМ координат поверхности одного агрегата.
Метод задания поверхности с помощьюкривых второго порядка
Этот наиболее распространенный в настоящее время метод является графоаналитическим, поскольку кривые второго порядка могут быть как построены чисто графическим способом, так и полу
чены расчетным путем. “
Метод базируется на положениях проективной геометрии (теорема Паскаля). Для построения кривой второго порядка необходимо, чтобы были заданы три точки, например Л, В, С (рис. 8.31), и так называемый дискриминант кривой f = BDIED; ED ——меди
ана хорды АС.
Увязка с помощью этого графического способа начинается с того же, с чего начинается увязка с помощью способа батоксов и горизонталей ——в боковой проекции и в плане очерчивают на глаз линии нулевого батокса и полушироты. Каждую из этих линий разбивают на отрезки кривых. Используя на каждом отрезке кривой.по три точки Л, В, С и задаваясь дискриминантом 力 строят кривые второго порядка, близкие к кривым, очерченным на глаз. Получив таким образом линии нулевого батокса и полуширот, начинают аналогично способу батоксов и горизонталей увязку поперечных сечений (шпангоутов).
Графоаналитический способ увязки основан на вычислении координат кривых второго порядка с использованием так называемого графика единичных кривых, аффинно соответствующих искомым кривым. График единичных кривых второго порядка (рис. 8.32) вычерчивают в относительных прямоугольных координатах для ряда «стандартных» дискр имин антов, например, 0,30; 0,31; 0,32 и т. д., до значения, определяемого потребностью, причем за оси принимаются стягивающая кривую хорда ас и медиана ed.
Координаты кривой
второго порядка определяют следующим образом. На чертеже увязки наносят оси ОХ и OY (рис. 8.33), относительно которых замеряют координаты заданных точек А, С и £ и точки В, положение которой можно определить по заданному дискриминанту f.
Ордината некоторой точки К с абсциссой % кривой АВС выразится так:
у = уА + (х —
Рис. 8.31. Построение кривой второго порядка, заданной точками 4, В, С и ди* скриминантом f = BD/ED:т, п — базовые лучи; г ——произвольный луч (дает точку S на луче т); / — промежуточный луч (даст точку / на луче п)： р — строительный луч (дает искомую точку к на Луче г)Рис. 8.31. Построение кривой второго порядка, заданной точками 4, В, С и ди* скриминантом f = BD/ED:т, п — базовые лучи; г ——произвольный луч (дает точку S на луче т); / — промежуточный луч (даст точку / на луче п)： р — строительный луч (дает искомую точку к на Луче г)—%а) tga+рлгК, (8.46)
Рис. 8.31. Построение кривой второго порядка, заданной точками 4, В, С и ди* скриминантом f = BD/ED:
т, п — базовые лучи; г ——произвольный луч (дает точку S на луче т); / — промежуточный луч (даст точку / на луче п)： р — строительный луч (дает искомую точку к на Луче г)
Рис. 8.31. Построение кривой второго порядка, заданной точками 4, В, С и ди* скриминантом f = BD/ED:
т, п — базовые лучи; г ——произвольный луч (дает точку S на луче т); / — промежуточный луч (даст точку / на луче п)： р — строительный луч (дает искомую точку к на Луче г)
У*У*Рис. 8.32. Единая кривая второго порядкаРис. 8.32. Единая кривая второго порядка
У*
У*
Рис. 8.32. Единая кривая второго порядка
Рис. 8.32. Единая кривая второго порядка
Координаты даны в относительных величинах (玄，у)
Рис. 8.33. Схема для определения координат точек кривой второго порядка, заданной точками А, В, С и дискриминантом，= BD/ED
где а ——угол наклона хорды АС к оси ОХ; мК ——отрезок, взятый по графику единичной кривой (рис. 8.34);卩——масштабный множитель для перехода от единичной кривой к увязочной кривой.
Отрезок тК можно найти, отложив от точки d (начало координат единичной кривой) отрезок
и отрезоки отрезокdm=~DCdm=~DC(XC~XA)/2(XC~XA)/2
и отрезок
и отрезок
dm=~DC
dm=~DC
(XC~XA)/2
(XC~XA)/2
dm0dm0DM0~DC~DM0~DC~XE~~XDXE~~XD(% —%)/2 •(% —%)/2 •
dm0
dm0
DM0~DC~
DM0~DC~
XE~~XD
XE~~XD
(% —%)/2 •
(% —%)/2 •
ааРис. 8.34. Единичная кривая для расчета координат кривой второго порядка (случай прямоугольного координатного угла)Рис. 8.34. Единичная кривая для расчета координат кривой второго порядка (случай прямоугольного координатного угла)
а
а
Рис. 8.34. Единичная кривая для расчета координат кривой второго порядка (случай прямоугольного координатного угла)
Рис. 8.34. Единичная кривая для расчета координат кривой второго порядка (случай прямоугольного координатного угла)
Если соединить m0 и e прямой и провести прямую, параллельную е/Ио, через точку т、соответствующую точке М. увязочного чертежа, то можно замерить величину отрезка тК・
Масштабный множитель 卩 определяют по соотношению
“ —ЕМ* 广 ста э
где ЕМ。—— замеряют на увязочном чертеже (мм), а ет0 — в долях единицы чертежа единичной кривой (за единицу принимают обычно отрезок de, равный отрезку ed).
Можно также найти отрезок EMQ по формуле
ЕМо — Уе — \Уа 十(%е —无厶)tg а］， ет0 по формуле
егщ = /1 + (dm^f.
Этим способом определяют ординаты кривых —— нулевых батоксов, полуширот и шпангоутов.
Возможно и полностью аналитическое (без привлечения единичной кривой) определение координат кривой второго порядка. Так для простейшего случая прямоугольного координатного угла (см. рис. 8.34) ординаты кривой могут быть определены по формуле
B\(P + 2f-\)(x-A)+2f 丿(2/ — 1)炉—力(产十 2/ — 1)尤十神］阳 47、 %(1_ /)2 .
Обычно расчеты координат кривой второго порядка проводят ввиду их значительной трудоемкости с помощью стандартных программ на ЭВМ.
8・4.4・ Метод задания контура самолета дугами окружностей
Часто для увязки и задания поперечных сечений агрегатов используют дуги окружностей. При этом методе, получившем название радиусографии, необходимо задать в каждом сечении величины и центры радиусов, а также точки сопряжения дуг окружностей, образующих данное сечение. В случае необходимости недостающие данные для построения сечения могут быть получены с помощью аппарата аналитической геометрии (рис. 8.35).
Основные продольные линии агрегата, такие как нулевые батоксы верха и низа, полуширота, графики линий сопряжения и изменения величины радиусов, при этом методе также могут быть заданы комбинацией дуг окружностей или специальными степенными уравнениями.
Метод применяется для задания поверхностей, включающих в себя в качестве составных частей тела вращения (фюзеляж, гондолы двигателей и т. п.)
8・4・5・ Метод задания поверхности самолетастепенными уравнениями
Метод применяется в основном для задания продольных контуров агрегатов самолета, но может использоваться и для образования поперечных сечений. При этом методе контур в заданной системе координат рассчитывается с помощью уравнений вида
9 = У。口 爲(1 — /)『・(8・48)
Рис. 8.36. Образование продольного контура ЛА с помощью степенного уравнения
Сущность метода степенных уравнений заключается в подборе^ показателя степени т, при котором задающая кривая соответство- вала бы исходной, полученной при увязке, в пределах установ- ■ ленного допуска.
Метод обеспечивает высокую гладкость контуров и, как следствие этого, хорошие аэродинамические характеристики агрегата; он используется для описания поверхности таких ответственных q агрегатов, как лобовые части фюзеляжей, носовые обечайки гондол 3 двигателей и воздухоз аборн и ков, профили пилонов и т. п.
8.4.6. Метод задания поверхности самолетас помощью сплайн-функций
Еще на ранних этапах развития авиации было отмечено, что наиболее гладкие, обладающие хорошими аэродинамическими j свойствами контуры агрегатов получаются при вычерчивании их с помощью гибких реек, прижатых грузами в некоторых узловых точках. Было установлено, что рейка при этом принимает между грузами очертания, близкие к кривым, описываемым полиномами третьей степени. Кубический полином на участке между узлами, имеющими абсциссы x；_i и 勺(рис. 8.37), описывается выражением
s^ = M}^
+ %-
G
国一X)8
n
+ ^-±WL +
+ ［分一
-7^，(849)
где х ——текущая абсцисса; 乂心 у^_ъ 尤力 у」一 координаты узлов; Mj_it Mj — коэффициенты полинома (коэффициенты сплайна); 九j=/-
Таким образом, конструируемая кривая может быть аппроксимирована набором кубических полиномов, проходящих через заданные узлы и имеющих на [о, Ь] непрерывные первую и вторую производные. Полученная линия называется сплайном.
Воспользовавшись свойством непрерывности производных и введя дополнительные граничные условия в виде наклона каса-
8.37. Аппроксимация кривой набором кубических
Рис.
сплайнов
тельных к кривой в точках а и &, можно получить систему линейных уравнений, подстановкой в которую координат узлов вычисляются коэффициенты сплайна для каждого из участков отрезка (а, Ь).
Теперь при необходимости рассчитать ординату конструируемой кривой по известной абсциссе х находим интервал отрезка (а, &), которому принадлежит х, подставляем соответствующие, ранее найденные
значений коэффициентов сплайна в выражение (8.49) и определяем искомую величину ординаты у. Как правило, вычисление коэффициентов сплайна и координат искомых точек выполняется на ЭВМ.
Контуры, спроектированные с использованием сплайн-функ- ций, обладают, как уже отмечалось, хорошими аэродинамическими свойствами благодаря непрерывности первой и второй производи ных. Кроме того, детали ЛА, описанные этими контурами, можно изготавливать давлением из плоских балок или панелей, поскольку линия деформации нагруженной панели также достаточно точно описывается кубическими сплайн-функциями.
Поверхность агрегата самолета может быть задана с помощью сплайн-функций описанным выше кинематическим способом, так как сплайнами можно описать не только образующую перемещающегося контура, но и его направляющие.
Аналитическое задание контура самолетас помощью полиномов
Сущность метода заключается в определейии коэффициентов уравнения такого полинома, график которого проходит через все заданные критические точки конструируемого контура:
У =。0 + о/ +。2炉 + ... + апхп.
Степень полинома определяется числом заданных исходных критических точек, координаты которых являются исходной информацией при использовании данного метода:
%0，%，； *1?y1，%2，城；•一；%М, уn.'
Подстановкой каждой пары координат в исходное уравнение получаем систему линейных уравнений для определения коэффициентов полиномов, решаемую с использованием ЭВМ:
刑 =a0+a1为1 + &•君 + • . . +an为7；
р2 =例)+01也+a2君+ , * , +a内2；■
Уп^ a\xn + 傲无^ + * * ' + %£*
Переход от контуров к поверхности также осуществляется кинематическим способом.
Построение теоретического чертежа
После того, как выбран математический метод описания поверхности и с его помощью заданы и рассчитаны на ЭВМ обводы агрегата самолета, можно приступить к оформлению теоретического чертежа (рис. 8.38). В теоретическом чертеже обычно дают разбивку конструктивно-силовой схемы агрегата и условным
231
пунктиром показывают крупные функциональные элементы, вокруг которых формируется проектируемая поверхность.
К теоретическим чертежам предъявляются следующие требования:
—чертеж должен содержать схему агрегата, выполненную с достаточным числом сечений, проекций, видов;
' — поверхность агрегата должна быть задана математически с однозначным определением любой точки поверхности;
при задании агрегата в местной системе координат должна быть указана связь местной системы с основной системой координат ЛА;
— должна содержаться цифровая информация, позволяющая построить основные сечения агрегата без привлечения ЭВМ и графопостроений;
для агрегатов типа крыла и оперения должны быть приведены данные исходных аэродинамических профилей в безразмерном (процентном) виде;
——в качестве дополнительной информации должны быть приведены геометрические параметры агрегата, необходимые для аэродинамических расчетов (величины удлинения, сужения, САХ крыла, относительного диаметра входа и миделя гондол двигателей, удлинения носовой и хвостовой частей фюзеляжа и т. п.);
—должны быть указаны индексы программоносителей (перфолент, перфокарт, магнитных лент), позволяющих воспроизвести обводы данного агрегата на чертежных автоматах.
Последнее требование вызвано тем, что в настоящее время при передаче обводообразующей документации из конструкторских бюро в серийное производство наряду с теоретическими чертежами и основными плазами передаются машинные носители графической информации (программоносители), содержащие математические модели поверхности и позволяющие не только автоматически вычерчивать контуры агрегата, но и изготавливать его детали на станках с числовым программным управлением.
ОФОРМЛЕНИЕ РЕЗУЛЬТАТОВ КОМПОНОВКИ
Общие виды самолета
После определения в первом приближении основных размеров и параметров самолета вычерчивается предварительный чертеж общего вида самолета в трех проекциях. В процессе компоновки самолета, особенно в процессе центровки, а также в результате аэродинамического расчета и расчета устойчивости и управляв' моста, в чертеж общего вада самолета вносят необходимые измене- ния и дополнения, после чего чертеж, являющийся одной из важнейших составных частей предварительного (аванпроекта) и эскизного проектов (или дипломного проекта), оформляется окончательно.
Пример такого чертежа общего вида показан на рис. 8.39.
В процессе рабочего проектирования чертеж общего вида в трех проекциях дополнительно уточняется и в него вносят данные, необходимые для расчетов по самолету (площади поверхностей отдельных частей самолета, их «плечи» до базовых линий),—— создается расчетный общий вид самолета.
В производственную (рабочую) и эксплуатационную документацию по самолету вводят нивелировочно-регулировочный чертеж, который содержит данные по взаимному положению частей самолета, а также и по предельным отклонениям рулей, элеронов, стабилизатора, триммеров и т. п. Взаимное положение частей
Рис. 8.39. Чертеж общего вида самолета
самолета в нивелировочно-регулировочном чертеже определяется^ вертикальными и горизонтальными размерами между характер-Я ными точками конструкции (точки носков нервюр, оси лонжеронов Я крыла или стабилизатора, оси стыковых болтов и т. п.) или спе- Я циально намеченными на поверхности агрегата так называемыми | реперными точками и базовыми плоскостями. Указанные точки 1 выбирают с таким расчетом, чтобы вертикальные размеры, обычно |
задаваемые от базовой плоскости, проходящей через строительную горизонталь фюзеляжа, удобно было определять на готовом самолете с помощью нивелира и рейки, а горизонтальные размеры, задаваемые между указанными точками — с помощью отвесов и измерительной рейки.
Угол установки крыла и стабилизатора относительно базовой плоскости задают вертикальными размерами от этой плоскости до
ВпраВо Влево
27 Е2=212,5±15 .
Правое
Левое
15
6
3849 ±30
Перекос киля W6
13
a-b£5 l 「
6-力 11
Перекос стабилизатора 口…W72
Е[ = 212,5±15 21
Асимметрий, поперечного%.
与一0W8 *
Угол установки, стабилазагпора 33±ЮГ
8~А^20±2也夕士 7
прабый匚 ] 少0或应匚二] Левый 匚—I /Ie8biu.匸 Г
旳"6 высоты
ЕГО Е=]
Смещение точки 39
6 сторону 30t3
匚噓
Элерон
、5
Ось заднего стрингера
Вверх Wt1° вниз 10 ±1°
Руль Высота
1\ Вверх
Вниз
Тормозной, щиток 匚I Правый
匚i Левый.
Триммер 勿"分 Высоты
Элерон 匚二]6蜂х相± 1。 L . \Вниз W±1°
Вверх 32±1°\1
Вниз 16±1°
Ось переднего стрингера
А/
/74
13
10
Г\Ввепх
Г\8низ
15
Щитокзакрылка曰м
故？л/73
'力
Щитокзакрылка
ЭМ=44Ю
"=7們±7
15 Триммер элерона 51 I I ВВерк 15±1° 斗 1 \Вниз
го лон-жерона第編т空芻繼„跪繳严"35
Разница в углах атакн
крыла,
幻
Рис.
камн 9—/0 и /3—/4
Углодыг отклонение даны 力т? справки
8.40. Пример нивелировочно-]
измеряемая превышением соответствующих нивелиро I н 13-14 и 1 мм между точками 4-5 (прямоугольные |
Ле&ый
b Влево
1 □
25士 7°
,包 XZ^ Правый
$ I'1 Левый
Сеч. 8-9-10-11
Се% 3-4-5-6
5
Сеч.12-13-1^-15 z
Точки 4~^3-f 一
Прабый. i 口 I I i 口 ПравыйЛедый.口口 口ЛеВый.
22,5±2 105,5tZ 95+2.
Вертикальноеположение
73» 72-74 73-76
Г"Н Г"1"! Г~^ Правый. Г^1j
!1!1!1论员应匸二I U3 t-□
--■ -74±2 6 7±2 56,5±2.
2g±2 ”先：2 105,5+2
I “ Нейтральное
1 I положение
I 'cOxnf Отклонение ручка
1 5 兆1Б,5±1° ( 16,5±1,
拄±7°
26 士 2
Отклонение Педалей.
1「、Пт ce/月 74土 7°
На 85H 26士磔 t П Нейтральное ° положенпе 6。30金尸
吕
Вправо 1Б75±1° I B/fedo 16,5±1°
Вперед 29±1° Назад 29±1°
5)
регулировочного чертежа ■ самолета
ночных точек, между правым н левым крылом не должна превышать 2 мм между точ- клеткн иа чертеже предназначены для замеренных значений)
реперных точек по нижней или верхней поверхности крыла или стабилизатора по оси нервюр. Отклонение рулей, элеронов и т. д. задают углами (градус) вверх и вниз от нейтрального положения и одновременно размерами (мм), проставляемыми между положениями какой-либо точки задней кромки руля в нейтральном и в отклоненном положениях.
Все размеры и углы задают в нивелировочно-регулировочном чертеже с плюсовыми и минусовыми допусками. Величина этих допусков устанавливается исходя из аэродинамических соображений (например, допустимого момента крена в полете из-за несимметричности установки крыльев или допустимого разворачивающего самолет момента Му из-за искривления хвостовой части фюзеляжа и т. п.) и исходя из технологических возможностей производства (точности при изготовлении агрегатов и при общей сборке самолета). Часто в нивелировочно-регулировочном чертеже дают таблицу допусков на отклонения обводов агрегата от теоретического чертежа.
Пример нивелировочно-регулировочного чертежа показан на рис. 8.40.
8・5・2・ Компоновочный чертеж самолета
'В процессе пр едв ар и тел ьного проектирования и при дипломном проектировании вычерчивается компоновочный чертеж самолета. Как правило, он делается в двух проекциях и возможно большего масштаба. Компоновочный чертеж в первую очередь необходим для выполнения центровки самолета, для чего на нем изображается положение возможно большего числа основных грузов (экипажа, целевой нагрузки, агрегатов оборудования и т. п.) и основных элементов конструкции (двигателей, топливных баков, шасси, оперения, механизации крыла» тормозных щитков, фонарей и т. п.).
Примеры компоновочных чертежей представлены на рис. 8.18 и 8.19.-
Глава 9
ОСОБЕННОСТИ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ПАССАЖИРСКИХИ ГРУЗОВЫХ САМОЛЕТОВ
ОСНОВНЫЕ ТЕНДЕНЦИИ РАЗВИТИЯ ПАССАЖИРСКИХИ ГРУЗОВЫХ САМОЛЕТОВ
В гл. 3 показано, что критерием оценки эффективности гражданских самолетов являются приведенные затраты, в основе которых лежит себестоимость тонна-километра при перевозках пассажиров и груза. Эта себестоимость рассчитывается по формуле (3.2). Анализ этой формулы показывает, что гражданский самолет тем эффективнее (себестоимость перевозок тем меньше):
чем больше величина коммерческой нагрузки ткон;
чем больше рейсовая скорость полета Урейс;
чем меньше расходы на эксплуатацию самолета в течение одного летного часа А.
Эти три вывода и показывают три возможных пути развития пассажирских и грузовых самолетов:
——увеличение коммерческой нагрузки,
——увеличение рейсовой скорости полета,
——уменьшение расходов на эксплуатацию самолета.
Первые два вывода справедливы и первые два пути целесообразны, если
(9.1)
I дтком I 1 Отком 丨 I ^Vpeflc I I "реле I т. e. если относительное изменение себестоимости при увеличении коммерческой нагрузки или при увеличении рейсовой скорости больше, чем относительное изменение расходов на эксплуатацию самолетов, связанное с увеличением коммерческой нагрузки или с увеличением рейсовой (крейсерской) скорости полета самолета.
Уменьшение расходов на эксплуатацию самолетов в первую очередь связано с уменьшением расхода топлива за час полета. Величина этого расхода определяется формулой
0,т =岸^ %(9.2)
где т, К н Ср — соответственно средние за полет значения массы самолета, аэродинамического качества и удельного часового расхода топлива двигателями.
Из (9.2) следует, что уменьшение расхода топлива связано с уменьшением средней полетной массы самолета (в основном за счет уменьшения массы пустого самолета), с увеличением аэродинамического качества самолета и с уменьшением удельного расхода топлива двигателями. Эти выводы также определяют пути дальнейшего развития и совершенствования пассажирских и грузовых самолетов.
92 КОМПОНОВКА ПАССАЖИРСКОЙ КАБИНЫ
Размещение на пассажирском самолете полезной (коммерческой) нагрузки в первую очередь связано с компоновкой пассажирской кабины. При компоновке пассажирского самолета важно обеспечить размещение заданного числа пассажиров и грузов при наименьшей массе пустого самолета. Однако при этом должна учитываться и возможность модификации самолета в сторону увеличения коммерческой нагрузки (увеличения числа пассажиров).
В настоящее время в практике воздушных пассажирских перевозок применяются три различных класса кабин, отличающихся друг от друга комфортом размещения пассажиров и условиями обслуживания пассажиров в полете.
узкиеузкиеВ высшем, I классе, увеличены ширина сидений и расстояние между рядами (шаг сидений), пассажиры чаще получают питание (увеличен объем кухонь) и т、п. Во II, или туристском, и в III, или экономическом, классах ставятся соответственно более сидения и делается меньший шаг между рядами сидений.
узкие
узкие
9・2.1. Определение потребной шириныпассажирской кабины
ииОсновные размеры пассажирских сидений показаны на рис. 9.1 приведены в табл. 9.1.
и
и
^§&s XHH°dH3KE° 'JBU в。。工^§&s XHH°dH3KE° 'JBU в。。工Расстояние между подло - котиика- ми В,Расстояние между подло - котиика- ми В,I 500UI I 440Приме Равно 120 мм До 300 мм, аI 500UI I 440Приме Равно 120 мм До 300 мм, аОсновные размеры пассажирских сидеиийОсновные размеры пассажирских сидеиийТаблица 9.1Таблица 9.1ss q «ом — HHIO 工 OITEOUss q «ом — HHIO 工 OITEOU70507050ДлинаподушкисиденияДо спин-ки 厶，ммДлинаподушкисиденияДо спин-ки 厶，мм500470500470Высота сидения иад полом 匕，Высота сидения иад полом 匕，Высотасидеииясо спин-кой Н,ммВысотасидеииясо спин-кой Н,ммУголоткло-ненияспинкиот вер -тикали,градусУголоткло-ненияспинкиот вер -тикали,градусШиринаблока сиде-иий, ммШиринаблока сиде-иий, мм445445445445нанне. В блоках сидений I общая™инаП™Г^нанне. В блоках сидений I общая™инаП™Г^11401120114011204536453612601030 I12601030 I15201520класса расстояние комфорта этоткласса расстояние комфорта этотмемду сидениямимемду сидениями
^§&s XHH°dH3KE° 'JBU в。。工
^§&s XHH°dH3KE° 'JBU в。。工
Расстояние между подло - котиика- ми В,
Расстояние между подло - котиика- ми В,
I 500
UI I 440
Приме Равно 120 мм До 300 мм, а
I 500
UI I 440
Приме Равно 120 мм До 300 мм, а
Основные размеры пассажирских сидеиий
Основные размеры пассажирских сидеиий
Таблица 9.1
Таблица 9.1
ss q «ом — HHIO 工 OITEOU
ss q «ом — HHIO 工 OITEOU
70
50
70
50
ДлинаподушкисиденияДо спин-
ки 厶，мм
ДлинаподушкисиденияДо спин-
ки 厶，мм
500
470
500
470
Высота сидения иад полом 匕，
Высота сидения иад полом 匕，
Высотасидеииясо спин-кой Н,мм
Высотасидеииясо спин-кой Н,мм
Уголоткло-ненияспинкиот вер -тикали,градус
Уголоткло-ненияспинкиот вер -тикали,градус
Ширинаблока сиде-иий, мм
Ширинаблока сиде-иий, мм
445
445
445
445
нанне. В блоках сидений I общая™инаП™Г^
нанне. В блоках сидений I общая™инаП™Г^
1140
1120
1140
1120
45
36
45
36
1260
1030 I
1260
1030 I
1520
1520
класса расстояние комфорта этот
класса расстояние комфорта этот
мемду сидениями
мемду сидениями
Основные требования к конструкции и размещению пассажирских сидений следующие.
Пассажирские сидения обычно делают в виде блоков из двух или трех сидений. Для салонов I класса применяют только блоки с двумя сидениями; для II и III классов возможны блоки как с двумя, так и с тремя сидениями.
2. Сидения в салонах I класса должны иметь спинку, откидывающуюся назад на угол до 45° от вертикали, и съемную площадку-
Рн& 9.1. Основные
размеры пассажирских сидений
подножку, чтобы обеспечить полулежачее положение пассажира для отдыха; спинки сидений II и III класса должны откидываться назад на угол до 36° и 25° соответственно.
Сидения салонов II и III классов должны иметь спинку, свободно откидывающуюся вперед, с тем, чтобы при аварии пассажир заднего ряда не мог удариться головой о спинку переднего сидения.
Подушки сидения в салонах III класса должны быть откидными (как сидения в театральных залах) из-за малого шага между сидениями.
Каждое сидение I класса обязательно должно иметь два подлокотника шириною не менее 70 мм. В блоках сидений салонов II и III классов средние подлокотники делаются по одному между сидениями; ширина их не менее 50 мм.
При установке в одном ряду нескольких блоков сидений ширина прохода между этими блоками на высоте от пола 635 мм (зона размещения подлокотников сидений) и более должна быть при числе пассажиров от 20 до 299 не менее 510 мм и при числе пассажиров 300 и более — не менее 650 мм.
На самолетах, имеющих только один основной продольный проход в пассажирской кабине, следует помещать не более трех сидений с каждой стороны прохода. Следовательно, при числе пассажиров в ряду более шести в пассажирской кабине должны быть два продольных прохода.
Зазор между внутренней обшивкой пассажирской кабины и конструкцией сидения (по подлокотнику или по верху спинки) должен быть не менее 50 мм при сидениях салонов I класса и не менее 30 мм при сидениях II и III классов.
Толщина стенки пассажирской кабины, включая силовую конструкцию, теплозвукоизоляцию и декоративную отделку, при компоновке принимается равной 120 ... 130 мм.
Приведенные выше условия позволяют определить потребную из компоновочных соображений ширину фюзеляжа на уровне 635 ... 650 мм выше пола пассажирской кабины. Она определяется по формуле: '
Вф = &〃2 + Зз〃з + СпЗ 十 26工 + 262, (9.3)
где 8纟 и п3, В3 и п3 —— соответственно ширина и число двухместных и трехместных блоков сидений; сп и пц — соответственно ширина и число основных проходов; 6j — зазор между сидением и внутренней поверхностью стенки кабины; 62 — толщина стенки кабины.
Подставляя в (9.3) числовые значения из приведенных выше условий, можно получить потребную ширину фюзеляжа для различных значений числа сидений II класса (туристских) в ряду.
В табл. 9.2 учитывается, что при компоновке в ряду десяти сидений между средними двухместными блоками делается вставка шириною 250 ... 260 мм. На самолете Боинг 747 при девяти сидениях в ряду компоновка делается по схеме 3 + 2 х 2 + 2. Знак
Размещение сидениб в пассажирском салоне
蛇 ° d о л
h Н
Число и тип блоков
Ширина прохода, мм
Зазор между подло - котни- ком и стенкой, мм
Ширина фюзеляжа в зоне сидений или его диаметр,
Диаметр фюзеляжа у конкретных пассажирских самолетов, мм
510
30
2380
510
30
2870
Ту-124, Ту-134 — 2900
510
30
3360
Ту-104, Ил-18 — 3500
510
30
3850
Ту/54, Ил-62 — 3800
2 + 3+2
650X2
40
5200
Боинг 707 — 3760
3+2 + 3
650X2
45
5700
Локхид-1011 — 5970
Дуглас ДС-10 — 6020
Ил-86 — 6080
9
з + з+з
650X2
50
6200
Боинг 747 — 6490X6800
10
3+2X12+3
650X2
50
7050
—
《X》，как и в нижней строке таблицы, означает наличие вставки в 250 мм. Тогда по формуле (9.3) ширина фюзеляжа будет равна 6500 мм (на самолете Боинг 747 — 6490 мм).
Потребная ширина фюзеляжа совпадает с его диаметром (при круглом сечении фюзеляжа) лишь в том случае, если подлокотники кресел находятся в зоне центра окружности (линия пола на 550 ... 600 мм ниже максимальной ширины или диаметра фюзеляжа).
Выше показан метод выбора диаметра фюзеляжа только из компоновочных соображений. Однако на выбор диаметра оказывают влияние и соображения аэродинамики (обеспечение максимального аэродинамического качества самолета в целом) и прочности (обеспечение минимальной массы конструкции). Эта оптимизационная задача рассмотрена в гл. 15.
Определение потребной длиныпассажирской кабины
Длина пассажирской кабины находится с учетом следующих условий.
По заданному числу пассажиров и выбранному числу сидений в одном ряду определяется потребное число рядов сидений. Как правило, в хвостовой части пассажирской кабины ширина кабины сужается из-за придания фюзеляжу формы, хорошо обтекаемой воздушным потоком. Вследствие этого последние ряды приходится делать с уменьшенным числом сидений, и для размещения заданного числа пассажиров потребное число рядов сидений приходится увеличивать на 1-2 ряда (в кабинах с двумя проходами ——на 3-4 рада);
Рис. 9.2. Схема установки пассажирских сидений относительно передней и задней перегородок кабины:/ 一 передняя стенка пассажи рекой кабины; 2 ― передний ряд сидений; 3 — второй ряд сидеиий; 4 — последний ряд сидений； 5 — задняя стенка пассажирской кабиныРис. 9.2. Схема установки пассажирских сидений относительно передней и задней перегородок кабины:/ 一 передняя стенка пассажи рекой кабины; 2 ― передний ряд сидений; 3 — второй ряд сидеиий; 4 — последний ряд сидений； 5 — задняя стенка пассажирской кабины
Рис. 9.2. Схема установки пассажирских сидений относительно передней и задней перегородок кабины:
/ 一 передняя стенка пассажи рекой кабины; 2 ― передний ряд сидений; 3 — второй ряд сидеиий; 4 — последний ряд сидений； 5 — задняя стенка пассажирской кабины
Рис. 9.2. Схема установки пассажирских сидений относительно передней и задней перегородок кабины:
/ 一 передняя стенка пассажи рекой кабины; 2 ― передний ряд сидений; 3 — второй ряд сидеиий; 4 — последний ряд сидений； 5 — задняя стенка пассажирской кабины
Расстояние / между рядами сидений (шаг) делают кратным 30 мм (в Западной Европе и США — кратным одному дюйму —— 25,4 мм):
Класс салона IIIHI
玄 мм 9801080 840870 780810
Минимальное расстояние 厶 от плоскости передней пере- городки кабины до первого ряда сидений:
Класс салонаIIIIII
厶 мм 630615585
Минимальное расстояние 勾 от плоскости задней перегородки кабины до переднего крепления последнего ряда сидений:
Класс салонаIIIIII
/2, мм Ю00800750
Размер % необходим, чтобы при полностью отклоненной спинке зазор между конструкцией сидения и перегородкой был не менее 20 мм; требования пп. 2 ... 4 показаны на рис. 92
Отношение длины пассажирской кабины к ее ширине ^ф (коэффициент формы кабины) должно выбираться так, чтобы оно находилось в пределах 々巾=0,2 …0,5. Если 铀 < 0,2, то пассажирская кабина становится похожей на «трубу», а если £ф > 0,5, то создается впечатление «зажатого» объема.
В связи с этим условием при большом числе пассажиров приходится делить пассажирскую кабину на два и более салонов.
Высота пассажирской кабины должна быть не менее 1900 мм и не более 2500 мм, чтобы помещение не напоминало ангар.
Исходя из этого выбранная компоновка (длина и ширина кабины или отдельных салонов) проверяется по величине удельного
241
Минимальные значения удельного объема пассажирской кабины у*, ^/человек
Диаметр фюзеляжа, мм
Продолжительность полета, ч
До 1
1 ... 2
2 ... 4
4 ... 6
6 > > > 8
8 ... 10
<4000 *
>5000
0,84 0,96
0,85 0,98
0,92 1,06
0,98
1,13
1,2
1,27
1,2
1,36
* Данные для кабин III класса. У кабин I и II классов значения 丫巾 выше.
объема кабины (салона) 丫中，приходящегося на одного пассажира (табл. 9.3).
(9.4)(9.4)На основании приведенных выше условий потребная длина пассажирской кабины (мм) определяется по формуле
(9.4)
(9.4)
Lk потр =厶 + (^ряд ~ 1) • + "
где 片联 一 число рядов кресел.
Пример. Определить потребную длину пассажирской кабины, вмещающей 180 пассажиров, принимая компоновку туристского (П-го) класса с размещением по 6 сидеиий в ряду.
Согласно (9.4)
Lkeotp =615 + (^|^ - 1) 840 + 800 = 25 775 мм.
В соответствии с фо^улой (9.3) и данными табл. 9.2 при 6-ти сидениях в ряду будем иметь наружную ширину фюзеляжа 3850 мм, а внутреннюю ширину (без учета толщины стенок, т. е. без 2б2) — 3550 мм.
Тогда коэффициент формы 左巾 будет равен
处=% внутр/Lk = 3550/25 775 = 0,138.
Поскольку минимально допустимое значение 左巾=0,2, разделим кабину на 2 салона по 90 человек в каждом. Тогда длина переднего салона
3550八今q13175"= 0'28'3550八今q13175"= 0'28'"ал =615+(^ — 1) 840 + 800 =13 175 мм
3550八今q
13175"= 0'28'
3550八今q
13175"= 0'28'
т. е. значение величины 蝎 лежит в допустимых пределах.。
Потребная длина заднего салона, учитывая сужение фюзеляжа в хвостовой части, будет больше (следует разместить еще один ряд кресел, так как в задних трех рядах будут установлены не тройные, а двойные блоки сидений)：
；ал = 13 175 + 840 = 14015 мм.
Проведем контрольную проверку на соответствие требованиям по удельному объему Т©. Для внутреннего диаметра фюзеляжа 3550 мм и для высоты кабины (высоты сегмента) 2100 мм площадь внутреннего поперечного сечения кабины будет равна 6,6 м2. Удельный объем в переднем салоне:
,13,175 x 6,687 q м3
% -9090，человек，
т. е. при п родо л жител ь ности полета до 4 ч такую компоновку можно считать допустимой.
АВАРИЙНО-СПАСАТЕЛЬНЫЕ МЕРОПРИЯТИЯ
Размещение аварийных выходов
На компоновку пассажирской кабины очень большое влияние оказывает размещение аварийно-спасательных средств. Эти средства должны обеспечить:
——аварийную эвакуацию всех пассажиров и экипажа на земле за время не более 90 с при выпущенном и убранном положении шасси, а также в случае, когда шасси убрано только с одной стороны;
—аварийную высадку пассажиров и экипажа в бортовые аварийные плавающие средства (надувные плоты при вынужденной посадке самолета на водную поверхность).
Эти требования в первую очередь обеспечиваются созданием аварийных выходов. Число аварийных выходов пассажирского самолета, предусмотренное НЛГС-2, указано в табл. 9.4.
Таблица 9.4
Число авгфийных выходов с каждой стсфонн фюзелижа пассажирского самолета
Число пассажирских мест (не включая места бортпроводников)
Тип I
Тип 11
Тип III
Тип IV
1 ... 10
1119
20 ... 39
40 ... 79
80 ... 109
110 ... 139
140 ... 179
1
1
2
2
1
1
1
1 2
1 2
1
При числе пассажиров свыше 179 и до 299 требуются дополнительные пары аварийных выходов из расчета применения люков типа III на 35 пассажиров (сверх 179), люков типа II на 40 дополнительных пассажиров, люков типа 1 на 45 дополнительных пассажиров и люков типа《А》на 100 дополнительных пассажиров.
При числе пассажирских мест более 299 каждый аварийный выход в борту фюзеляжа должен быть выходом типа《А》или типа I. На каждую пару выходов типа《А》разрешается иметь не более 100 пассажирских мест, а на каждую пару выходов типа I — не более 45.
Если предусмотрен подфюзеляжный или хвостовой выход, обеспечивающий скорость эвакуации пассажиров, по крайней мере равную скорости эвакуации через выход типа III, когда самолет находится в наиболее неблагоприятном положении для открытия люка, то этот выход может рассматриваться как дополнительный Для 12 ... 15 пассажиров.
Выходы должны быть прямоугольной формы с радиусом закругления, равным 1/6 ширины выхода для типа «А» и 1/3 ширины выхода ——для остальных типов. Размеры выходов следующие:
Тип выхода《A》I IIШIV
Ширина, мм . 1070610510 510480
Высота, мм. . . . 183012201120915660
Выходы типов «А», I должны быть на уровне пола. Выходы остальных типов также должны быть на уровне пола, если они не расположены над крылом. Если же они располагаются над крылом, то пороги не должны превышать следующих значений:
Тип выхода IIIIIIV
Высота порогавнутри самолета,мм 250510740
Высота порогаснаружи, мм 430■690910
При размещении аварийных выходов на самолете и при компоновке пассажирской кабины (размещение рядов кресел по длине кабины) следует иметь в виду, что к аварийным выходам типа I, II должен быть обеспечен свободный проход шириной не менее 510 мм. а к аварийному выходу типа 《А》——шириной не менее 910 мм.
В непосредственной близости от аварийных выходов типа «А», I и II, не находящихся в зоне крыла, должны размещаться ава-
Рис. 9.3. Размещение аварийного надувного трапа:Рис. 9.3. Размещение аварийного надувного трапа:22
Рис. 9.3. Размещение аварийного надувного трапа:
Рис. 9.3. Размещение аварийного надувного трапа:
2
2
/ —— полетное положение (крышка ииши для трапа закрыта); // —— трап в положении«Готов к сбросу»; >// — дверь открыта, трап выброшен; IV — трап автоматически надути готов для спуска пассажиров; 1 — крышка ниши для трапа
рийные резиновые трапы, автоматически надувающиеся при выбрасывании (рис. 9.3). У аварийного выхода типа 《А》 надувной аварийный трап должен допускать два одновременных параллельных потока эвакуируемых пассажиров.
Аварийные мероприятия при посадкена воду
Современные сухопутные пассажирские и грузовые самолеты с герметической кабиной допускают аварийную посадку на водную поверхность и достаточно длительное пребывание на плаву после такой посадки (не менее 15 ... 20 мин). В процессе создания самолета строят динамически подобную его модель, которую катапультируют на воду, имитируя аварийную посадку самолета на водную поверхность. При этом отрабатываются рекомендации для такой аварийной посадки и устанавливается безопасная для посадки степень (балльность) волнения моря.
Если полет происходит над водой не более часа, то каждый пассажир снабжается спасательным надувным жилетом, размещаемым обычно в пассажирском сидении. При более длительном полете над водой на борту самолета вблизи аварийных выходов устанавливаются надувные аварийные плоты, обеспечивающие размещение в них всех пассажиров и экипажа (число плотов определяется их несущей способностью).
Если аварийные люки, о которых говорилось в разд. 9.3.1, находятся ниже ватерлинии, то на самолете должны быть не менее двух легкодоступных верхних люка размером не менее выхода типа III.
Двери и окна пассажирской кабины
На пассажирских самолетах с числом пассажиров более 80 должно быть не менее двух входных дверей, при этом желательно, чтобы они размещались в переднем и заднем концах пассажирской кабины. Входные двери должны быть расположены по левому борту самолета. Самолеты с числом пассажирских мест более 250 могут нметь входные двери, расположенные по обонм бортам.
Каждая входная дверь для пассажиров может классифицироваться как аварийный выход, если ее размеры соответствуют или превосходят требования к аварийным выходам типов I и «А». Входная дверь не должна иметь порога над полом кабины.
Входные двери должны открываться наружу. Это требование создает очень большие трудности в разработке конструкции двери, так как эта конструкция должна обеспечивать герметизацию дверного проема после закрытия двери, невозможность открытия двери в полете, малые усилия при открытии двери на земле и небольшую ветровую нагрузку в открытом положении при стоянке на аэродроме.
Следует иметь в виду, что на дверь с размерами выхода типа 《А》 действует нагрузка в 120 ...150 кН от внутреннего избыточного давления в кабине.
Окна в пассажирской кабине должны обеспечивать возможность удобного пользования ими с мест, расположенных у борта, при изменении шага установки сидений. Конструктивно это выполняется в виде отдельных небольших окон (ширина 200…230 мм, высота 320...350 мм), расположенных между шпангоутами каркаса кабины (шаг окон 500...510 мм).
РАЗМЕЩЕНИЕ БОРТПРОВОДНИКОВ. КОМПОНОВКАБЫТОВЫХ И БАГАЖНЫХ ПОМЕЩЕНИЙ
Размещение бортпроводников
В состав экипажа для поддержания порядка в пассажирском помещении, приготовления и раздачи питания пассажирам в полете, инструктажа по пользованию различными срецствами пассажирского оборудования и аварийными системами и оказания медицинской помощи входят бортпроводники. Число их в самолете определяется следующими требованиями:
на салон I класса с числом пассажиров до 30…32 — два бортпроводника. Если число пассажиров I класса более 30... ..32 — один бортпроводник на 15...16 пассажиров;
в салонах II и III классов — один бортпроводник на 25… 30 пассажиров.
Каждый бортпроводник должен иметь место с привязным ремнем; сидение может быть откидным, и размещать его желательно так, чтобы бортпроводник мог видеть всех пассажиров салона.
Компоновка багажи о- грузов ых отсеков
Для размещения багажа пассажиров и груза в пассажирском самолете должны быть багажно-грузовые помещения. У самолетов, эксплуатируемых на высотах более 3000 м, эти помещения необходимо располагать в герметизированной части фюзеляжа.
При бесконтейнерной погрузке багажа и грузов потребный объем багажно-грузовых помещений (м3) определяется заданными для самолета числом пассажиров и массой почты или груза по формуле
(9*5)(9*5)U 15пПас max I加ком — 9011aс max
(9*5)
(9*5)
У 6 =1201290
Здесь nnacmax — максимальное число пассажиров; /иком — заданная величина коммерческой нагрузки; 120 и 290 — соответственно плотность багажа и почты или груза, кг/м3.
При загрузке багажа и груза в самолет в контейнерах потребный объем (м3) контейнеров
I/ — 15几口а с max 丄人—250I/ — 15几口а с max 丄人—250加ком — 9°几口ас max350加ком — 9°几口ас max350
I/ — 15几口а с max 丄
人—250
I/ — 15几口а с max 丄
人—250
加ком — 9°几口ас max350
加ком — 9°几口ас max350
Рнс. 9.4. Размеры багажныхРнс. 9.4. Размеры багажныхконтейнеров, применяемых на международных линияхконтейнеров, применяемых на международных линиях
Рнс. 9.4. Размеры багажных
Рнс. 9.4. Размеры багажных
контейнеров, применяемых на международных линиях
контейнеров, применяемых на международных линиях
где 250 и 350 — соответственно плотность багажа и почты или груза кг/м3.
Увеличение плотности по сравнению с бесконтейнерной погрузкой связано с возможностью более плотной укладки.
На самолетах с диаметром фюзеляжа более 3000 мм багажногрузовые помещения располагаются обычно под полом пассажирских салонов и делятся на отсеки так, чтобы загрузкой этих отсеков можно было регулировать положение центра масс самолета. Высота багажно-грузовых отсеков должна быть не менее 1100 мм. Багажные люки для каждого из отсеков размещаются с. учетом того, чтобы к ним был обеспечен подъезд грузовых автомобилей. Размеры багажных люков выбираются из условия погрузки в них контейнеров либо специально создаваемых для данного самолета, либо соответствующих применяемым на международных линиях (рис. 9.4).
Компоновка буфетов-кухонь
Для обеспечения питанием пассажиров в полете в пассажирском помещении предусматривается одна или две кухни, в которые на аэродроме загружаются контейнеры с расфасованной пищей и напитками. В полете бортпроводники лишь разогревают необходимое количество пищи и разносят или развозят на специальных тележках сервированные подносы к пассажирам.
Одна кухня в самолете делается в том случае, если имеется однотипная компоновка пассажирской кабины и число пассажиров не превышает 100 человек. Если в пассажирской кабине имеются салоны, то независимо от числа пассажиров в самолете должны быть две кухни, общий объем которых (м3)
VKyx^(0,12...0,14) «пас,(9.7)
а площадь пола (м2)
SKyx Q (0,1 • • • 0,05) «пас，(9.8)
где коэффициент 0,10 относится к кухням для салонов I класса, а 0,05 —— к кухням для салонов II и III классов.
На широкофюзеляжных самолетах кухню- целесообразно размещать в нижнем этаже под полом пассажирского помещения, подавая для раздачи сервированные подносы в контейнерах или тележках вверх на специальных лифтах.
При составлении весовой сводки самолета следует иметь в виду следующее:
масса кухни с оборудованием составляет 11...12 кг на одного человека, в том числе 4...5 кг/человек — масса съемного оборудования;
масса продуктов питания составляет 2,5 кг на одного пассажира I класса и 1, 2... 1,6 кг на одного пассажира II и III классов при времени полета более 6...8 ч.
Загрузка кухни осуществляется через служебные двери, размещаемые на самолетах с числом пассажиров менее 250 по правому борту самолета. Размеры служебных дверей должны быть не менее 1220x610 мм.
Компоновка туалетных помещений
Число туалетов на самолете зависит от продолжительности полета и числа пассажиров:
Продолжитель-
ность полета, ч
Менее 2
2 ... 4
2 ... 4
Более 4
Более 4
Более 4
Число пассажи
ров самолета...
До 120
Более
Менее
120 ... 200
Более
120
120
200
Расчетное число
пассажиров на
1 туалет
50
40
45 ... 50
30
40
45 ... 50
Площадь пола туалетного помещения должна быть не менее 1,5...1,6 м2, ширина — не менее 1 м.
Самолет перед полетом заправляется водой для бытовых нужд (в буфеты-кухни) и для гигиенических нужд (в туалеты). Потребное количество воды, дм3:
Уводы ~ 83 +0,1571110nета (传ас + ^эк + 孔6п)，(9*9)
где Гцолета 一 время полета, ч; иэК,几би — число членов экипажа и бортпроводников соответственно. Емкости для воды должны иметь объем на 10 % больше.
Сливные емкости должны вмещать количество воды, определенное по формуле (9.9), и иметь дополнительный объем из расчета 〜0,15 дм3 в час на человека, а также вмещать химическую жидкость для дезинфекции из расчета 12 % от суммарного объема, т. е. потребный объем сливных емкостей, дм3,
Услив > 1,12 (0,3 + 0,ЗТполета) (пиас + пэк + ^бп)- (9.10)
842842
8
4
2
8
4
2
9・4・5・ Компоновка гардеробов
Наиболее неопределенной в компоновке пассажирских самолетов является проблема гардеробов.
Требуется, чтобы для гардеробов отводилось помещение с площадью пола, м2,
5гард^(°>035.. .0,050) опас,(9.11)
а объем этого помещения (м3) должен соответствовать
匕 ард^(0,05...0,08)%ас・(9.12)
Рациональным решением этой проблемы является организация гардеробов со съемными перегородками с тем, чтобы в летнее время вместо гардероба в самолете можно было бы устанавливать дополнительные пассажирские места. Гардеробы следует размещать либо в вестибюлях у входных дверей, либо в зонах, где шум внутри пассажирской кабины является наибольшим.
ОСОБЕННОСТИ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ КОМПОНОВКИПАССАЖИРСКИХ САМОЛЕТОВ.
ВЫБОР ЭНЕРГОВООРУЖЕННОСТИ
Выбор площади крыла
Как показано в гл. 4, площадь крыла пассажирского самолета выбирается из условий обеспечения заданной скорости захода на посадку
S = JO,2mlMcg ,(9.13)
%, n% шах пос
где тпос — масса самолета при посадке (кг) при заданной массе коммерческой нагрузки и при нормированном аэронавигационном запасе топлива;匕.口 一 заданная скорость захода на посадку, м/с; Су тах пос — максимальное значение коэффициента су при посадочной конфигурации крыла.
Это условие ставит первой задачей аэродинамической компоновки пассажирского самолета обеспечение максимально возможной величины су тах пос. Одним из обязательных мероприятий в этом направлении является установка на крыле предкрылков.
9・5・2・ Выбор оптимальной крейсерской скоростиполета и основных параметров крыла
Выбор наиъыгоднейшей крейсерской скорости полета дозвукового пассажирского самолета и выбор таких параметров крыла, как удлинение и угол стреловидности, осуществляется в процессе решения оптимизационной задачи отыскания экстремума функции, зависящей от нескольких противоречивых параметров.
С одной стороны, крейсерская скорость 廿吵^с полета Определяет величину себестоимости перевозок, и чем 褊мгле Укрейс, тем меньше себестоимость перевозок а и тем экономичнее пассажирский самолет.
Для дозвуковых пассажирских самолетов, например, в целях обеспечения полета со скоростями, соответствующими числам М = 0,85...0,9, это требует создания крыла со стреловидностью X = 37...40°.
С другой стороны, в величине расходов на эксплуатацию самолетов в течение одного летного часа Я, представляющих собою сумму
4. с + 4a. д + 4・ о. с + 4. о・ д + 4 +』з. 口 + В (9.14) (обозначения и методика определения слагаемых в этом выражении даны в гл. 3), наибольшую величину имеют расходы на топливо Ят, которые в зависимости от цены топлива составляют от 35…40 % до 70…75 % от суммарной величины Я.
Минимизация величины Я в первую очередь требует минимизации величины』т, которая является функцией от расхода топлива самолетом в течение одного летного часа QT:
■ Qt 貰^ Ср ср, (9.15)
где 加ср，Лер н с尸 ср — средние за время полета величины массы самолета, аэродинамического качества самолета и удельного расхода топлива двигателями соответственно.
Таким образом, задача минимизации величин а и А в части аэродинамической компоновки пассажирского самолета сводится к обеспечению максимальной величины аэродинамического качества самолета в крейсерском полете (вторая задача аэродинамической компоновки). Конкретно это означает поиск минимальной величины сопротивления самолета, а так как
% = + ■臨 (9・16)
(где со — коэффициент потерь на балансировку самолета; %中 一 эффективное удлинение крыла), то, помимо всегда стоящей перед проектировщиками задачи создания самолета с минимальным значением величины с%。，задача аэродинамической компоновки пассажирского самолета сводится, в частности, к уменьшению величины потерь на балансировку (см. гл. 8) и к созданию крыла с возможно большим удлинением.
При большой стреловидности крыла увеличение % связано со значительным ростом массы крыла и обострением проблем аэроупругости (реверса элеронов, флаттера). Вследствие этого возникает необходимость уменьшения угла стреловидности крыла, и, как следствие, уменьшения величины %• При меньшем угле стреловидности крыла легче решается первая задача аэродинамической компоновки ——обеспечение максимально возможной вели^
чины Q max пос? Процесс оптимизации в свете этих двух противоречий приводит, как правило, к тому, что с ростом цены топлива оптимальные величины % и % уменьшаются, а оптимальная величина удлинения крыла % увеличивается.
Выбор тяговооруженности дозвуковогопассажирского самолета
В гл. 4 показано, что для пассажирского самолета определяющим условием в выборе тяговооруженности является, в соответствии с НЛГС-2, обеспечение продолжения взлета самолета при отказе одного двигателя при расчетных значениях температуры и давления наружного воздуха (+30 ℃, 730 мм рт. ст.).
Потребная взлетная тяга при всех работающих двигателях в расчетных условиях (/н. в = +30 ℃, Рн. в = 730 мм рт. ст.) равна (см. разд. 4.2.3):
——для самолета с двумя двигателями
尸。=3恤g (忐"+ 0,025)；(9.17)
——для самолета с тремя двигателями
Po = 2,25mog(-^-+0,027)；(9.18)
—для самолета с четырьмя двигателями
Po = 2/nog(-^+O,O3O).(9.19)
Минимальная потребная тяговооруженность Ро = 尸()/(加唐)получается у пассажирских самолетов с четырьмя двигателями, что обеспечивает у таких самолетов меньшие величины относительной массы силовой установки ^&у и относительной массы пустого самолета ^пуст- Это определяет наиболее целесообразное применение четырехдвигательной схемы для дальних магистральных самолетов.
Максимальная потребная тяговооруженность получается у самолетов с двумя двигателями. Это обеспечивает у таких самолетов лучшие взлетные характеристики (меньшую длину разбега и длину взлетной дистанции), что делает целесообразным использование таких самолетов как ближних магистральных или как самолетов для местных авиалиний с укороченными длинами ВПП.
ОСОБЕННОСТИ ПРОЕКТИРОВАНИЯ СВЕРХЗВУКОВЫХПАССАЖИРСКИХ САМОЛЕТОВ (СПС)
Как показано в начале данной главы, одним из путей дальнейшего развития пассажирского самолетостроения является увеличение крейсерских скоростей полета. Рано или поздно на авиали-
251
ниях начнется систематическая эксплуатация сверхзвуковых пассажирских самолетов. Неудачи первых сверхзвуковых пассажирских самолетов типа «Конкорд» связаны не с их летно-техническими характеристиками, а с тем, что в условиях резкого повышения цен на топливо эксплуатационные расходы на топливо увеличились с 60…65 % до 75…80 %, а величина себестоимости перевозок увеличилась примерно вдвое.
Выбор величины крейсерской скорости
Дальность полета самолета может определяться с помощью выражения
厶=1。2。，黑,厶=1。2。，黑,(9.20)(9.20)
厶=1。2。，黑,
厶=1。2。，黑,
(9.20)
(9.20)
где К, М л с# ——средние за время полета значения аэродинамического качества самолета, числа М полета и удельного расхода топлива двигателями соответственно; т0 и тк ——начальнаягде К, М л с# ——средние за время полета значения аэродинамического качества самолета, числа М полета и удельного расхода топлива двигателями соответственно; т0 и тк ——начальнаяК}КМ}КМ/срК}КМ}КМ/срКривые соответствуют оптимально спроектированным самолетам для конкрет- ннх чисел М полета: 1 — учет изменения ,/Повследствие применения теплоизоляКривые соответствуют оптимально спроектированным самолетам для конкрет- ннх чисел М полета: 1 — учет изменения ,/Повследствие применения теплоизоляции, систем охлаждения и вследствие по-терь давления иа входе в двигатели; 2 ——влияние перехода иа титановые сплавыи стальции, систем охлаждения и вследствие по-терь давления иа входе в двигатели; 2 ——влияние перехода иа титановые сплавыи сталь(взлетная) и конечная (посадочная) величины массы самолета.Изменение возможных значений К, КМ и KWcp в зависимости от числа М полета для самолетов, оптимально спроектированных для каждого соответствующего числа М, показано на рис. 9.5.Из рис. 9.5 видно:—в зоне сверхзвуковых скоростей полета резко снижается величина аэродинамического качества самолетов;—значения In — оди- СР加кнаковы при числах М полета, равных 1,1...1,2 и 2,0...2,5.Как будет показано ниже, использование в конструкции СПС сплавов на алюминиевой основе возможно лишь до чисел М = 2,5...2,7. Для СПС, в конструкции которых использованы алюминиевые сплавы, могут быть выбраны крейсерские скорости, соответствующие числам М = 1,1...1,2 или М = 2,0...2,5.(взлетная) и конечная (посадочная) величины массы самолета.Изменение возможных значений К, КМ и KWcp в зависимости от числа М полета для самолетов, оптимально спроектированных для каждого соответствующего числа М, показано на рис. 9.5.Из рис. 9.5 видно:—в зоне сверхзвуковых скоростей полета резко снижается величина аэродинамического качества самолетов;—значения In — оди- СР加кнаковы при числах М полета, равных 1,1...1,2 и 2,0...2,5.Как будет показано ниже, использование в конструкции СПС сплавов на алюминиевой основе возможно лишь до чисел М = 2,5...2,7. Для СПС, в конструкции которых использованы алюминиевые сплавы, могут быть выбраны крейсерские скорости, соответствующие числам М = 1,1...1,2 или М = 2,0...2,5.
где К, М л с# ——средние за время полета значения аэродинамического качества самолета, числа М полета и удельного расхода топлива двигателями соответственно; т0 и тк ——начальная
где К, М л с# ——средние за время полета значения аэродинамического качества самолета, числа М полета и удельного расхода топлива двигателями соответственно; т0 и тк ——начальная
К}КМ}КМ/ср
К}КМ}КМ/ср
Кривые соответствуют оптимально спроектированным самолетам для конкрет- ннх чисел М полета: 1 — учет изменения ,/По
вследствие применения теплоизоля
Кривые соответствуют оптимально спроектированным самолетам для конкрет- ннх чисел М полета: 1 — учет изменения ,/По
вследствие применения теплоизоля
ции, систем охлаждения и вследствие по-терь давления иа входе в двигатели; 2 ——влияние перехода иа титановые сплавыи сталь
ции, систем охлаждения и вследствие по-терь давления иа входе в двигатели; 2 ——влияние перехода иа титановые сплавыи сталь
(взлетная) и конечная (посадочная) величины массы самолета.
Изменение возможных значений К, КМ и KWcp в зависимости от числа М полета для самолетов, оптимально спроектированных для каждого соответствующего числа М, показано на рис. 9.5.
Из рис. 9.5 видно:
—в зоне сверхзвуковых скоростей полета резко снижается величина аэродинамического качества самолетов;
—значения In — оди- СР加к
наковы при числах М полета, равных 1,1...1,2 и 2,0...2,5.
Как будет показано ниже, использование в конструкции СПС сплавов на алюминиевой основе возможно лишь до чисел М = 2,5...2,7. Для СПС, в конструкции которых использованы алюминиевые сплавы, могут быть выбраны крейсерские скорости, соответствующие числам М = 1,1...1,2 или М = 2,0...2,5.
(взлетная) и конечная (посадочная) величины массы самолета.
Изменение возможных значений К, КМ и KWcp в зависимости от числа М полета для самолетов, оптимально спроектированных для каждого соответствующего числа М, показано на рис. 9.5.
Из рис. 9.5 видно:
—в зоне сверхзвуковых скоростей полета резко снижается величина аэродинамического качества самолетов;
—значения In — оди- СР加к
наковы при числах М полета, равных 1,1...1,2 и 2,0...2,5.
Как будет показано ниже, использование в конструкции СПС сплавов на алюминиевой основе возможно лишь до чисел М = 2,5...2,7. Для СПС, в конструкции которых использованы алюминиевые сплавы, могут быть выбраны крейсерские скорости, соответствующие числам М = 1,1...1,2 или М = 2,0...2,5.
9・6・2・ Аэродинамический нагрев
При проектировании и эксплуатации СПС возникает ряд трудностей. Первой является аэродинамический нагрев конструкции самолета, происходящий вследствие адиабатического сжатия воздуха перед летящим самолетом. Температура полного торможения воздуха перед передней кромкой крыла, оперения, фюзеляжа и т. д. /торм (градус Цельсия) равна
52M2 一 2732(9.21)
где Тн — абсолютная температура воздуха на высоте полета, К・ Для полета в стратосфере (Н ^ 11000 м)
/торм = 216,7 + 43,ЗМ2 一 273,2 - 43,3 М2 一 56,5.
Значения /торм для различных чисел М полета на высоте 11000 м таковы:
Число М . . . 1,0 1,2 1,3 1,5 1,7 2,0 2,2 2,5 2,7 3,0 /тори, ℃ . . . —13,3 6,0 16,7 41,0 68,5 116,5 159,0 214,0 259,0 336,0
Температура на поверхности обшивки 7V находится из уравнения теплового баланса
а (^-Т^-^ [(需У —(儒)'卜 0,(9.22)
где а — коэффициент теплоотдачи; Тс — температура пограничного слоя, К; Tw — температура стенки, К； и — коэффициент лучеиспускания; е — степень черноты; Тн — температура наружного воздуха, К-
Для участка на удалении в 1 м от передней кромки (где Tw ^ 7\орм) при полете самолета с полированной поверхностью обшивки из алюминиевого сплава (е = 0,8; О£ = 3,92) на высоте Н = 12000 м значения %, даны ниже:
Число М ・.・ 1,0 1,2 1,3 1,5 1,7 2,0 2,2 2,5 2,7 3,0 ^, ℃ . . . . —17,5 —1,0 8,0 30,0 52,0 94,0 124,0 174,0 210,0 271,0
При аэродинамическом нагреве возникают проблемы использования материалов, стойкости неметаллических элементов конструкции, ползучести металлов (удлинение под нагрузкой при нагреве), термоусталостной прочности конструкции из-за местных напряжений при неравномерном нагреве (при разгоне после взлета) и неравномерном охлаждении (при торможении перед посадкой). В частности, использование в качестве основных конструктивных материалов сплавов на алюминиевой основе возможно лишь до температуры 150...180 ℃, что, как выше уже отмечалось, соответствует полету с числом М = 2,0...2,5.
Титановые сплавы допустимы к использованию до температур 280…300 °C, что определяет их применение до М = 3,0…3,2. При больших скоростях полета необходимо применение стальных сплавов.
Следует иметь в виду, что в зоне чиселМ = 1,1... 1,2температура самолета в полете находится около 0 ℃ и не возникает никаких проблем, связанных с нагревом конструкции, не требуется специальных систем или мероприятий для охлаждения; рейсовая же скорость по сравнению с полетом при М = 0,85...0,9 возрастает приблизительно на 30 %.
Звуковой удар
У самолета, летящего со сверхзвуковой скоростью, образуются ударные волны (головная и замыкающая). Когда эти волны достигают земной поверхности (при числе М > 1,2), то изменение давления за фронтом этих волн воспринимается как удар грома, что и определило название «звуковой удар» (рис. 9.6).
Интенсивность этого удара Ар зависит от скорости и высоты полета, от массы и формы самолета. Она рассчитывается (даН/м2) по следующим выражениям:
Ар = H(/W+(A%)2,(9.23)
.Ар° = 0,43%р初(М2/『/8 .需 у—［飞 j?3/4 ；(9.24)
= 0,363%啞■^^ •僑债［■£^S『4,(9・25) где fe0Tp ——коэффициент отражения от земной поверхности (fe0Tp = =1,6...2,0); kv — коэффициент формы тела (瓦 =1,5...1,6 для самолетов с крылом малого удлинения); km — коэффициент рас-
Сечение по шлейфу дано для самолета с массой т0 — 180... 200 т, летящего на высоте 18.,.20 км со скоростью, соответствующей числу М — 2,2,..2,5
пределен и я подъемной силы (km = =J,4 …1£3); Н — высота полета; 2KB — эквивалентный диаметр самолета; / — длина самолета; b — корневая хорда крыла;卩。——давление воздуха у земной поверхности (〃 = 0); рн — давление воздуха на высоте полета; sin 卩=1/М; 0 — угол наклона траектории полета.
Расчетные данные по величине Ар могут изменяться в пределах ±(30…50 %) в зависимости от величины 0, маневра самолета в горизонтальной плоскости и метеорологических условий из-за возможности фокусировки звукового удара.
Воздействие этого удара на человека, животных и строения ориентировочно показано на рис. 9.7. Воздействие это очень субъективно.
Существуют и другие трудности в эксплуатации СПС, такие, как опасность космической радиации при усилении солнечной активности, воздействие на обшивку
Рис. 9.7. Характер изменения интенсивности звукового удара у поверхности земли в зависимости от высоты полета Н и от массы самолета при числе М полета, равном 2,0...2,2: / — впечатление отдаленного взрыва; // — ощущение близкого удара; III — возможны повреждения больших зеркальных стекол, болезненные ощущения в ушахРис. 9.7. Характер изменения интенсивности звукового удара у поверхности земли в зависимости от высоты полета Н и от массы самолета при числе М полета, равном 2,0...2,2: / — впечатление отдаленного взрыва; // — ощущение близкого удара; III — возможны повреждения больших зеркальных стекол, болезненные ощущения в ушахсамолетасамолетаакустическихакустическихнагрузок от пульсаций в пограничном
Рис. 9.7. Характер изменения интенсивности звукового удара у поверхности земли в зависимости от высоты полета Н и от массы самолета при числе М полета, равном 2,0...2,2: / — впечатление отдаленного взрыва; // — ощущение близкого удара; III — возможны повреждения больших зеркальных стекол, болезненные ощущения в ушах
Рис. 9.7. Характер изменения интенсивности звукового удара у поверхности земли в зависимости от высоты полета Н и от массы самолета при числе М полета, равном 2,0...2,2: / — впечатление отдаленного взрыва; // — ощущение близкого удара; III — возможны повреждения больших зеркальных стекол, болезненные ощущения в ушах
самолета
самолета
акустических
акустических
слое и ряд других, но степень изученности их пока недостаточна.
ОСОБЕННОСТИ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ГРУЗОВЫХСАМОЛЕТОВ
Конвертируемые самолеты
По мировой статистике объем перевозок грузов самолетами в последние 20…25 лет растет быстрее, чем объем пассажирских перевозок (средний годовой прирост объема грузовых перевозок 12...15 %, пассажирских 8...10 %). В связи с этим для грузовых авиаперевозок используют модификации пассажирских самолетов. С самолета снимают пассажирское оборудование, пол пассажирской палубы усиливают, исходя из удельной нагрузки 400 даН/м2, и в левом борту носовой части фюзеляжа на уровне пола делают большую грузовую дверь высотой 2200...2300 мм и шириной 3300...3500 мм. Усиление конструкции недостаточно для обеспечения прочности фюзеляжа при таком большом вырезе и поэтому дверь грузового люка делают силовой: в закрытом положении она замками включается в работу силовой конструкции фюзеляжа.
В зависимости от объема грузовых перевозок модифицируют либо полностью всю пассажирскую кабину, либо ее переднюю 255
Рис. 9.8. Вариант
самолета (грузовой отсек за-
грузо-пассажирского темнен)
Рис. 9.9. Грузовой вариант самолета Боинг 747
Рнс. 9Л0. Военно-транспортный самолет Локхнд С-141 (США)
часть, как это показано на рис. 9.8. Размещение грузов в передней части фюзеляжа связано с обеспечением безопасности пассажиров, перевозимых в заднем помещении, так как в случае аварии груз может сдвинуться вперед. На этот случай экипаж может быть размещен выше пассажирского помещения, как это сделано на самолете Боинг 747 (см. рис. 9.9).
Такие модифицированные самолеты могут быть использованы и для грузовых и пассажирских перевозок. В этом случае пассажирские сидения крепят на специальных площадках, которые в свою очередь крепят к узлам на силовом грузовом полу; внутри самолета сохраняется часть бытового оборудования (туалеты, кухни и т. п.). Самолет при этом можно быстро переоборудовать (конвертировать) из грузового в пассажирский или сделать грузо-пассажирским.
Специальные грузовые самолеты
Подобно тому, как на других видах транспорта (автомобильном, железнодорожном и водном) пассажирские и грузовые средства (вагоны, корабли) делаются специальными, так и при развитии воздушных перевозок естественно появление специальных грузовых самолетов.
Особенностью грузовых самолетов является то, что они делаются высокопланами, чтобы фюзеляж мог быть максимально приближен к поверхности аэродрома для облегчения погрузочно- разгрузочных работ. Желательно, чтобы уровень грузового пола при стоянке самолета на земле находится на уровне площади кузова грузового автомобиля.
Для погрузки в хвостовой части фюзеляжа делают люк, отклоняющаяся вниз часть которого является погрузочной рампой (рис. 9.10). На некоторых грузовых самолетах для обеспечения погрузки и выгрузки делают отклоняющуюся в сторону хвостовую (самолет Канадэр CL-44) или носовую часть фюзеляжа.
Глава 10
ОСОБЕННОСТИ ПРОЕКТИРОВАНИЯМАНЕВРЕННЫХ САМОЛЕТОВ
КОНЦЕПЦИИ СОВРЕМЕННЫХ ИСТРЕБИТЕЛЕЙ
Эволюция концепций
Проектирование маневренного самолета, рассчитанного на выполнение нескольких заданий, является сложным процессом, требующим увязки и решения широкого круга вопросов из многих областей науки и техники. Значительные отличия некоторых самолетов, даже разработанных на основе одних и тех же требо-
Ваний (например, легкие опытные истребители Дженерал Дайнэ- микс YF-16 и Нортрон YF-17), говорят о возможности решения задачи различными способами: самолеты могут иметь неодинаковые внешние конфигурации, конструктивно-силовые схемы, число двигателей и т. д. Немаловажную роль играют и традиции фирмы, заставляющие проектировщиков ради уменьшения технического риска принимать уже проверенные аэродинамические схемы и конструктивные решения. Поэтому свести проектирование таких самолетов к четкому однозначному алгоритму в настоящее время не представляется возможным.
В течение многих лет после второй мировой войны ВВС технически развитых стран стремились иметь в своем арсенале тактический самолет с большой сверхзвуковой скоростью полета, способный с помощью управляемых снарядов различного класса решать широкий диапазон боевых задач (концепция многоцелевого истребителя). Однако практика показала, что многоцелевой истребитель не может соперничать со специализированным самолетом, рассчитанным на выполнение какой-либо конкретной задачи. Установлено, что основной х ар актер истико й истребителя следует считать маневренность, а не максимальную скорость полета, и что способность эффективно вести ближний воздушный бой является главной особенностью современного истребителя. Так родилась концепция истребителя, способного завоевать превосходство в воздухе и сохранить его на протяжении воздушного боя.
Термин «завоевание превосходства в воздухе» истолковывается по-разному, но его основная сущность заключается в контролировании воздушного пространства при тесном взаимодействии с наземными войсками с тем, чтобы не допустить поддержки противника с воздуха. В концепции истребителя для завоевания превосходства в воздухе основное внимание уделяется воздушному бою (истребитель F-16), применению стрелкового оружия и управляемых реактивных снарядов (УРС) малой дальности действия.
Три основные особенности присущи эффективному истребителю воздушного боя: большая тяговооруженность, малая нагрузка на крыло и объединенная система управления огнем и полетом, обеспечивающая применение снарядов «воздух—воздух» и пушечного вооружения в ближнем воздушном бою в условиях визуальной видимости. Исследования ВВС США показали, что воздушные бои современных истребителей ведутся при скоростях, соответствующих числам М ~ 0,4...1,6 (в основном в интервале чисел М = =0,6. ..1,0), ина высотах от 3000 до 12000 м (в основном ниже 9000 м) независимоотмаксимальной скорости участвующих в бою самолетов.
10・1.2・ Боевые задачи и требованияк самолету тактической авиации
Основные задачи, которые должен выполнять самолет тактической авиации: завоевание превосходства в воздухе, тактические ударные операции, непосредственная поддержка наземных войск 258
(изоляция поля боя), использование в системе ПВО, тактическая разведка и нанесение ударов по морским целям.
Завоевание превосходства в воздухе считается главной боевой задачей для большинства современных истребителей. Наиболее важными характеристиками самолета являются хорошая маневренность на малых и средних высотах и способность длительного патрулирования в районе боевых действий.
Например, основные требования к самолету F-15 и F-16 (США): М ^ 1,7; радиус действия в полете на 〃^11 км и М = 0,9—— 400...600 км (с подвесными топливными баками — 900... 1200 км); предельная перегрузка пу = 9...10; перегрузка установившегося маневра пу = 6…8 (М ^ 0,8; Н ^ 3 км); патрулирование в течение 20...30 мин; воздушный бой при числе М = 0,8 (с использованием полного форсажа) в течение 2...5 мин; вооружение — пушка (300...500 снарядов для легких истребителей, 650... 1000 снарядов для тяжелых истребителей), 4...8 УРС класса «воздух— воздух» ближней и средней дальности действия; посадочная скорость—220...230 км/ч; посадочная дистанция (высота препятствия 15 м) около 800 м.
Тактические ударные операции наиболее эффективно выполняются при полете самолета на малой высоте с околозвуковой скоростью. Отличительной особенностью самолета является способность достигнуть, опознать и атаковать различные по характеру цели днем и ночью, в любых метеорологических условиях.
Например, требования к английскому самолету Панавча 200MRCA: скорость проникновения к цели на высоте около 150 м должна соответствовать числу М = 0,7, с возможностью «броска» при М = 0,9 на последних 150 км до цели; радиус действия в полете по профилю «малая——малая высота» — 50...650 км; предельная перегрузка пу = 9; перегрузка установившегося маневра на малой высоте (при М = 0,7) пу = 5; продолжительность маневра и уход от цели (возможно, при М > 1) 5 мин; вооружение, соответствующее выполняемому заданию, — бомбы, контейнеры с неуправляемыми реактивными снарядами (НУРС), пушка и т. д.; общая масса грузов на внешних узлах подвески ；—4500...7000 кг; посадочная скорость около 230 км/ч; эксплуатация с относительно коротких, элементарно подготовленных ВПП.
Непосредственная поддержка наземных войск состоит в нанесении ударов по небольшим точечным и площадным целям, находящимся в непосредственной близости от войсковых подразделений, которым оказывается авиационная поддержка. Характерной особенностью самолета в данном случае является длительное патрулирование (барражирование) в зоне боевых действий, хорошие Характеристики управляемости при дозвуковых скоростях, высокая точность нанесения удара по небольшим целям в условиях минимальной видимости. Кроме того, самолет должен обладать повышенной живучестью.
9*9*259
9*
9*
Основные требования к самолету в данном случае близки к требованиям при выполнении тактических ударных операций: так, для самолета F-15 скорость полета к цели на малой высоте ——
в течениев течениеоколозвуковая; радиус действия в полете по профилю «большая — малая——большая высота» — 450...800 км; перегрузка установившегося маневра пу = 5; ведение боевых операций
в течение
в течение
5 ...10 мин; боевая нагрузка, отличающаяся высокой поражающей способностью, общей массой 3500...6500 кг.
Использование в системе ПВО современного истребителя может иметь успех только в случае сочетания необходимых характеристик самолета, радиолокационной станции, установленной на нем, и управляемых реактивных снарядов. Эффективность перехвата в конечном счете зависит от таких факторов, как дальность обнаружения цели и маневренность самолета на сверхзвуковых скоростях. Особенностью истребителя-перехватчика является большая скороподъемность, быстрый разгон и полет в зону перехвата на большой сверхзвуковой скорости.
Основные требования к самолету: Панавна 200 MRCA: М А 2,5; длительный сверхзвуковой полет при М = 2,20...2,35; радиус действия (рубеж перехвата)——350...950 км; предельная перегрузка пу = 9...10; перегрузка установившегося маневра при числе М = 2,0 пд > 2,0; вооружение —2…8 УРС средней и большой дальности действия (40...165 км); посадочная скорость —— 220...240 км/ч.
Тактическая разведка с помощью истребителей выполняется на очень малых высотах. ВВС Англии полагают, что высота 80... ...90 м является пределом для относительно безопасного полета. Чем ниже высота полета, тем более точной должна быть система навигации самолета (вплоть до применения радиолокатора следования рельефу местности). Особенностью истребителя, используемого в качестве самолета фото- и радиоразведки, является большой радиус действия в полете по профилю «большая——малая——большая высота», что достигается применением подвесных топливных баков. Главные требования к самолету в основном такие же, как и при выполнении тактических ударных операций. Вместо бомбовой нагрузки в данном случае истребитель Панавна 200 MRCA несет специальный контейнер, который вмещает фотокамеры, радиолокатор бокового обзора, инфракрасную систему и другую аппаратуру для ведения всепогодной разведки.
Нанесение ударов по морским целям является одной из задач истребителей флота F-14 и F-18, базирующихся на авианосцах. Эти палубные истребители, как и истребитель ВВС, предназначены для решения целого ряда боевых задач: завоевания превосходства в воздухе при сопровождении ударных самолетов и высадке десанта, нанесения ударов по морским и наземным целям, использования в системе ПВО для защиты соединений флота, ведения тактической разведки и т. д.
По мнению специалистов фирмы Грумман, ограниченные размеры палубы авианосца диктуют дополнительные жесткие требования к палубным истребителям. Взлет с помощью катапульты и особенно посадка с применением задерживающих устройств (причем в плохих метеоусловиях без выдерживания и с вертикальной скоростью около 4,6 м/с) требуют существенного увеличения прочности шасси; для размещения самолета на лифте и в ангаре концы крыльев необходимо отклонять вверх, а киль вбок (при большой высоте киля) и т, д.
Таким образом, даже беглое знакомство с боевыми задачами самолетов тактической авиации говорит о большом разнообразии и противоречивости требований, которым должен удовлетворять самолет, выполняющий эти задачи. В идеальном случае конфигурация самолета должна была бы объединить в себе достоинства различных аэродинамических схем: хорошие пилотажные и маневренные характеристики на дозвуковых скоростях самолета с прямым крылом большого удлинения; хорошие характеристики на трансзвуковых скоростях самолета со стреловидным крылом умеренного удлинения; хорошие характеристики на сверхзвуковых скоростях и небольшую массу конструкции самолета с высо- конагруженным треугольным крылом малого удлинения и т. д. Воплотить все положительные качества различных аэродинамических схем в одном самолете невозможно, следовательно, необходимо искать приемлемое компромиссное решение.
ОСОБЕННОСТИ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ КОМПОНОВКИСАМОЛЕТА
Внешняя конфигурация самолета
При выборе аэродинамической схемы самолета в целом и отдельных его частей важно верно определить какому режиму полета и в какой степени отдать предпочтение, дозвуковому или сверхзвуковому. Правильный ответ на поставленный вопрос предопределяет оптимальное компромиссное решение проблем, связанных с аэродинамической компоновкой.
При дозвуковых скоростях компонентами лобового сопротивления являются сопротивление трения, пропорциональное площади смачиваемой поверхности, сопротивление давления и индуктивное сопротивление, пропорциональное квадрату отношения подъемной силы к размаху крыла.
При сверхзвуковых скоростях полета большую роль в создании сопротивления играют скачки уплотнения. При этом основным компонентом сопротивления является волновое сопротивление.
Идеальная аэродинамическая схема сверхзвукового самолета, удовлетворяющая условию минимизации волнового сопротивления, зависит от расчетного числа М полета. Поскольку, в отличие от сверхзвуковых самолетов других типов, современней истреби-
261
a)a)Сверху и снизуСверху и снизусхе-схе-Сберху СнизуСберху СнизуРнс. 10.1. АэродинамическиеРнс. 10.1. Аэродинамическиемы истребителей F-5 и YF-17: а — F-5 (обычное правило площадей. Схема оптимальна для разгона прн сверхзвуковых скоростях); 6 — YF-17 (дифференциальное правило площадей. Схема оптимальна для виража при сверхзвуковых скоростях)мы истребителей F-5 и YF-17: а — F-5 (обычное правило площадей. Схема оптимальна для разгона прн сверхзвуковых скоростях); 6 — YF-17 (дифференциальное правило площадей. Схема оптимальна для виража при сверхзвуковых скоростях)На некоторых истребителяхНа некоторых истребителяхтель должен обладать высокой эффективностью в весьма широком диапазоне чисел М н УглОВ атаки (также влияющих на конфигурацию самолета), использование «правила площадей» (см. гл. 8) при его аэродинамической компоновке затруднено. Тем не менее повышенная важность характеристик маневренности на трансзвуковых и сверхзвуковых скоростях обязывает использовать это правило, которое в данном случае сводится к минимизации миде- левого сечения и сглаживанию эпюры распределения площадей поперечных сечений по длине фюзеляжа.
a)
a)
Сверху и снизу
Сверху и снизу
схе-
схе-
Сберху Снизу
Сберху Снизу
Рнс. 10.1. Аэродинамические
Рнс. 10.1. Аэродинамические
мы истребителей F-5 и YF-17: а — F-5 (обычное правило площадей. Схема оптимальна для разгона прн сверхзвуковых скоростях); 6 — YF-17 (дифференциальное правило площадей. Схема оптимальна для виража при сверхзвуковых скоростях)
мы истребителей F-5 и YF-17: а — F-5 (обычное правило площадей. Схема оптимальна для разгона прн сверхзвуковых скоростях); 6 — YF-17 (дифференциальное правило площадей. Схема оптимальна для виража при сверхзвуковых скоростях)
На некоторых истребителях
На некоторых истребителях
на некоторых истреоителях применяется так называемое дифференциальное правило площадей, при котором «поджатие» фюзеляжа над и под средн ер неположенным крылом имеет различный характер. Ценою некоторого увеличения лобового сопротивления при нулевой подъемной силе обеспечивается полезная интерференция, приводящая к увеличению подъемной силы при заданном угле атаки. Области сильного разрежения, которые образуются над крылом в результате уменьшения площадей верхней части сечений, распространяются вдоль линий Маха на обширную поверхность крыла, создавая дополнительную подъемную силу. Кроме того, возникает благоприятный продольный момент, способствую^ щий уменьшению балансировочного сопротивления. Примером использования обычного и дифференциального «правила площадей» в аэродинамической компоновке самолета могут служить истребители фирмы «Нортроп» F-5 и YF-17 (рис. 10.1).
В проектировании современных сверхзвуковых самолетов все чаще используется интегральная аэродинамическая схема, отличительной особенностью которой является плавное сочленение крыла с фюзеляжем как в плане, так и в поперечных сечениях. Интегральная аэродинамическая схема позволяет снизить лобовое сопротивление на трансзвуковых скоростях (благодаря лучшему использованию правила площадей) и увеличить подъемную силу при больших углах атаки (вследствие большей несущей способности фюзеляжа).
Одной из фундаментальных проблем проектирования истребителя, связанной с его внешней конфигурацией и общей компоновкой, является выбор числа двигателей (один или два). Число двигателей в значительной степени определяет форму фюзеляжа, размещение оборудования, вооружения, баков с топливом и тем самым
оказывает значительное влияние на распределение площадей поперечных сечений и аэродинамическое качество самолета.
Данная проблема, к сожалению, до сих пор не имеет однозначного решения. Например, на фирме «Макдоннелл-Дуглас» е результате исследований, выполненных при проектировании истребителя F-15, пришли к выводу о целесообразности установки двух двигателей, несмотря на увеличение стоимости самолета. На истребителях серии F-5 фирмы «Нортроп» устанавливали один двигатель, а истребитель YF-17 (разрабатывавшийся на основе тех же требований, что и самолет F-16) спроектировали по двухдвигательной схеме.
Определяющую роль в решении данного вопроса играет наличие подходящего двигателя для проектируемого истребителя (обеспечение необходимой тяговооруженности самолета, степень надежности двигателя, его стоимость и т. д.). Можно констатировать, что двумя двигателями обычно оснащаются относительно тяжелые истребители с большой боевой нагрузкой и большим радиусом действия, поскольку один двигатель из числа выпускаемых, как правило, не в состоянии обеспечить требуемую тяговооруженность самолета.
Другой важной проблемой аэродинамической компоновки истребителя является выбор типа воздухозаборника и его размещение на самолете. Рекомендации по решению данной проблемы изложены в гл. 16.
Геометрические параметры крыла
Одним из главных вопросов, который должен быть решен на ранней стадии эскизного проектирования современного самолета, является выбор геометрии крыла в соответствии с требованиями к летным х ар актер ист и к ам (геометрия фюзеляжа в меньшей степени определяет летные характеристики самолета). Ниже приводится качественный анализ некоторых проблем, возникающих обычно при решении этого вопроса в процессе проектирования современного истребителя.
За основной критерий при выборе параметров крыла истребителя в большинстве случаев принимаются характеристики маневренности при заданной массе самолета. Однако могут быть и другие критерии в зависимости от боевой задачи, которая считается главной для проектируемого истребителя.
При выборе значений угла стреловидности крыла % и относительной толщины профиля необходимо учитывать влияние многих факторов на эти параметры. Прежде всего, для эффективного полета на сверхзвуковых скоростях, как известно, необходимы стреловидные и (или) сравнительно тонкие крылья. Однако уменьшение толщины крыла ограничивается прогрессивным увеличением
Рис. 10.2, Допустимые значения параметров ё и % для современных истребителей:/ — срыв потока при околозвуковых скоростях； 2 — отсутствие срыва потока; 3 — область вероятных значений с и % современных истребителейРис. 10.2, Допустимые значения параметров ё и % для современных истребителей:/ — срыв потока при околозвуковых скоростях； 2 — отсутствие срыва потока; 3 — область вероятных значений с и % современных истребителей
Рис. 10.2, Допустимые значения параметров ё и % для современных истребителей:
/ — срыв потока при околозвуковых скоростях； 2 — отсутствие срыва потока; 3 — область вероятных значений с и % современных истребителей
Рис. 10.2, Допустимые значения параметров ё и % для современных истребителей:
/ — срыв потока при околозвуковых скоростях； 2 — отсутствие срыва потока; 3 — область вероятных значений с и % современных истребителей
Рис. 10.3. Схема конической крутки крыла истребителя F-15 (относительная толщина крыла у корня 6 %, на концах — 3 %).
массы конструкции. С этой точки зрения предпочтительными представляются утолщенные крылья большой стреловидности. Такие факторы, как взлетно-посадочные характеристики, летные характеристики на дозвуковых скоростях, бафтинг и срыв потока при маневрировании в области трансзвуковых скоростей накладывают дополнительные ограничения на параметры с и %, заставляя идти на компромиссное решение при выборе их значений (рис. 10.2).
Характеристики установившегося дозвукового маневра, как правило, ограничиваются равенством располагаемой тяги силовой установки и лобового сопротивления самолета при больших значениях нормальной перегрузки 几夕 Доминирующим компонентом лобового сопротивления в этих условиях является индуктивное сопротивление (около 75 %). Первое требование при минимизации индуктивного сопротивления — снижение нагрузки по размаху крыла путем увеличения его удлинения 九.
Увеличение подъемной силы (углов атаки) приводит к возникновению срыва потока с передней кромки тонкого крыла, сопровождаемого более резким возрастанием индуктивного сопротивления, которое больше не зависит непосредственно от нагрузки по размаху крыла, а возрастает обратно пропорционально производной коэффициента подъемной силы по углу атаки 虚. Повлиять на срыв потока можно изменением различных геометрических параметров крыла.
Коническая крутка крыла обеспечивается искривлением к низу участков хорд между передней кромкой и воображаемой линией, соединяющей носок корневого сечения с задней точкой концевой хорды, образуя фиксированную кривизну крыла (рис. 10.3). Крыло с фиксированной кривизной (при умеренном значении параметра f) обладает несколько большим профильным сопротивлением cxQ на дозвуковых и сверхзвуковых скоростях, но дает 264
Рис. 10.4. Крыло истребителя F-16 с изменяемой кривизной:
1 — иоски и закрылки, отклоняемые для улучшения маневренности существенный выигрыш при маневрировании на больших углах атаки.
Эффективное изменение кривизны крыла для маневрирования на больших углах атаки можно обеспечить и отклонением механизации крыла — носков (или предкрылков) и закрылков (рис. 10.4).
Крейсерский полет на дозвуковых скоростях и патрулирование требуют больших значений % и с и малых значений %.
При броске на малой высоте с большой дозвуковой скоростью профильное сопротивление составляет около 90 % полного сопротивления, в силу чего предпочтительно тонкое крыло с большой стреловидностью и большой удельной нагрузкой.
При полете на малой высоте в условиях повышенной турбулентности атмосферы приращение нормального ускорения пропорционально величине Vc^lp. Следовательно, для снижения реакции самолета («тряски») необходимо увеличить параметры р и % и уменьшать параметр 九.Крыло с изменяемой кривизной (отклонением механизации при маневрировании на больших углах атаки), но с повышенным значением параметра р в данном случае будет иметь явное преимущество перед крылом большей площади и фиксированной геометрии (без предкрылков).
Следует отметить положительное влияние на летные и прочностные характеристики самолета и такого геометрического параметра крыла, как сужение т]. Большое сужение крыла (малая концевая хорда) позволяет использовать большие углы стреловидности по передней кромке для уменьшения сопротивления на сверхзвуковых скоростях в сочетании с малой стреловидностью задней кромки для повышения эффективности закрылков и элеронов. Большое сужение крыла позволяет также уменьшить изгибающие нагрузки, а следовательно, массу конструкции. С другой стороны, слишком большое сужение приводит к образованию на концах крыла пиков в распределении нагрузки по размаху и тем самым к усилению тенденции концевого срыва, вызывающего продольную и поперечную неустойчивость.
Таблица 10.1
Влияние геометрических параметров крыла иа летные характеристики истребителя
Режим полета
Параметр крыла
0
Установившийся дозвуковой ма-
(+)
+
+
一.-
невр
Максимальное число М
+
+
+
Установившийся сверхзвуковой
+
-—
—
+
一
(-)
маневр
Дозвуковой крейсерский полет и
+
+ •
(+)
(-)
патрулирование
Бросок на малой высоте с большой
+
0
+
+
дозвуковой скоростью
Полет в турбулентной атмосфере
+
0
+
0
+
Взлет и посадка
—
+
+
—
+
Примечание. Знак《+》означает необходимость увеличения проект- ног。параметра для улучшения характеристик соответствующего режима полета 《一》означает необходимость уменьшения параметра; «0» означает незначительно6 влияние; «( )» означает улучшение характеристик в ограниченных пределах.
В табл. 10.1 суммируются результаты изложенного анализа.
Одним из путей разрешения противоречия требований к до звуковому и сверхзвуковому режимам полета является применение крыла изменяемой стреловидности, которое в сочетании с использованием механизации крыла позволяет выполнять эффективную максимизацию аэродинамического качества самолета.
Однако сложность конструкции и увеличение массы самолета (а следовательно, и стоимости) делает оправданным применение крыла изменяемой стр еловидност и лишь в том случае, когда наряду с главной (определяющей) боевой задачей повышенную важность для проектируемого истребителя имеют еще несколько бое
Рис. 10.5. Схема вихря, сходящего с передней части наплываРис. 10.5. Схема вихря, сходящего с передней части наплывавых задач (т. е. приближение к концепции многоцелевого самолета).
Рис. 10.5. Схема вихря, сходящего с передней части наплыва
Рис. 10.5. Схема вихря, сходящего с передней части наплыва
Другим компромиссным решением противоречивых требований являются так называемые наплывы (выдвинутые вдоль фюзеляжа корневые части крыла). Наплывы, используемые на крыльях умеренной стреловидности и удлинения, служат для
предотвращения срыва - потока на крыле при больших углах атаки во время боевого маневрирования. Это
наплывов крыла характеристики:2 — крыло без иа-наплывов крыла характеристики:2 — крыло без иа-Рис. 10.6. Влияние на аэродинамические 1 — крыло с наплывами;плывов; 3 — увеличениеРис. 10.6. Влияние на аэродинамические 1 — крыло с наплывами;плывов; 3 — увеличениеподъемной Силы на больших углах атаки; 4 — уменьшение индуктивного сопротивления на больших углахподъемной Силы на больших углах атаки; 4 — уменьшение индуктивного сопротивления на больших углахатаки; 5 — задержка роста волнового сопро-тивления на трансзвуковых скоростяхатаки; 5 — задержка роста волнового сопро-тивления на трансзвуковых скоростяхформа истре- в воз-форма истре- в воз-
наплывов крыла характеристики:
2 — крыло без иа-
наплывов крыла характеристики:
2 — крыло без иа-
Рис. 10.6. Влияние на аэродинамические 1 — крыло с наплывами;
плывов; 3 — увеличение
Рис. 10.6. Влияние на аэродинамические 1 — крыло с наплывами;
плывов; 3 — увеличение
подъемной Силы на больших углах атаки; 4 — уменьшение индуктивного сопротивления на больших углах
подъемной Силы на больших углах атаки; 4 — уменьшение индуктивного сопротивления на больших углах
атаки; 5 — задержка роста волнового сопро-тивления на трансзвуковых скоростях
атаки; 5 — задержка роста волнового сопро-тивления на трансзвуковых скоростях
форма истре- в воз-
форма истре- в воз-
достигается образованием вихрей (рис. 10.5) и, следовательно, областей низкого давления, способствующих разгону потока н а центр ал ьных уч астк ах крыл а. Таким обр азом, наплывы позволяют в определенной степени объединить преимущества крыла большого и малого удлинения, создавая на больших углах атаки прирост подъемной силы и уменьшение индуктивного сопротивления, а также задерживая резкое возрастание волнового сопротивления в полете на трансзвуковых скоростях. На
рис. 10.6 показаны аэродинамические характеристики и в плане типичного крыла с наплывами современного бителя, спроектированного для завоевания превосходства духе.
Требования к вертикальному оперению
Параметры вертикального оперения выбираются, как известно, из условия обеспечения путевой устойчивости на всех режимах полета, свойственных проектируемому самолету. Для истребителей 1960-х годов вертикальное оперение рассчитывалось в соответствии с требованиями устойчивости при малых и умеренных углах атаки (обычно до 10°). В настоящее время требования эффективности истребителя в ближнем воздушном бою приводят к необходимости обеспечения устойчивости самолетов с крылом малого удлинения до углов атаки порядка 25...30° и более.
Уменьшение путевой устойчивости на больших углах атаки и появление скольжения вызывается вихрями, формируемыми передней частью фюзеляжа, которые увеличивают дестабилизирующий эффект носовой части фюзеляжа и снижают эффективность затененной крылом нижней части вертикального оперения.
Ослабление указанных дестабилизирующих эффектов может быть достигнуто следующими средствами: 。
——выбором более плоской (сплюснутой) формы носовой части фюзеляжа и (или) применением на ней наплывов для опускания траектории вихрей (прижатия к фюзеляжу) и снижения тем самым их влияния на вертикальное оперение;
Рис. 10.7. ВлияниеРис. 10.7. Влияниебольшихбольших
Рис. 10.7. Влияние
Рис. 10.7. Влияние
больших
больших
углов атаки на путевую устойчивость:
a J влияние вихрей (сбегающих с носовой части фюзеляжа при больших углах атаки) на вертикальное оперение при скольжении； 6 — методы минимизации эффекта вихрей; 1 — центры вихрей; 2 — поле течения, образованное под влиянием вихрей; 3 — стабилизирующее влияние; 4 — дестабилизирующее влияние; / — сплюснутая носовая часть фюзеляжа и (или) наплывы; II — двухкилевое оперение; /// — увеличение высоты киля н (или) использование подфюзеляжных гребней
Рис. 10.8. Схема палубного истребителя Макдонн ел л - Дугл ас -Н ор тр on F-18: / ——пилоны для подвески УРС «Спэрроу»; 2 — пилоны для подвесных топливных баков емкостью по 1136 л или бомб; 3 — пилоны для подвески УРС «Спэрроу» или «Сайдуин- дер»; 4 — УРС «Сайдунндер>
— применение двухкилевого вертикального оперения с достаточно большим разнесением килей для уменьшения неблагоприятного влияния вихрей (и даже достижения положительного эффекта)；
—увеличением высоты киля для минимизации площади, подверженной дестабилизирующему влиянию вихрей, и (или) использованием подфюзеляжных гребней.
На рис. 10.7 показана схема влияния больших углов атаки на путевую устойчивость самолета.
Выделить какой-либо один метод минимизации эффекта вихрей не представляется возможным, ибо все они имеют как определенные преимущества, так и недостатки. Поэтому окончательное решение по компоновке вертикального оперения в значительной степени определяется общей конфигурацией самолета.
Двухкилевое вертикальное оперение более целесообразно для истребителя с крылом верхнего расположения и двумя двигателями (широкий фюзеляж); подфюзеляжные гребни являются эффективным средством повышения путевой устойчивости и могут использоваться в любом случае.
При аэродинамической компоновке самолета в целях уменьшения площади, а следовательно, и массы киля обычно стремятся к получению максимального плеча вертикального оперения (Лв.о). Однако фирма «Нортроп», нарушив это классическое решение, значительно уменьшила величину 厶指 ° на палубном истребителе F-18 (а еще раньше на YF-17), расположив два киля между крылом и горизонтальным оперением (рис. 10.8). Исследуя динамику движения и роста вихрей, сходящих с носовой части фюзеляжа, специалисты фирмы «Нортроп» пришли к выводу, что в данном положении на кили воздействуют меньшие по размерам вихри, которые создают меньшие дестабилизирующие силы (по этим соображениям кили также несколько отклонены на- ружу).
Другая причина такого размещения килей заключалась в стремлении сдвинуть вперед силовые элементы конструкции хвостовой части фюзеляжа, что позволило упростить установку двигателей. На истребителе F-18 двигатели могут сниматься всего за 21 мин опусканием вниз через эксплуатационные люки на нижней части фюзеляжа.
В результате принятой компоновки килей более плавной стала также эпюра площадей поперечных сечений самолета F-18.
ПОВЫШЕНИЕ БОЕВОЙ МАНЕВРЕННОСТИ САМОЛЕТА
Критерии маневренности и параметрысамолета, влияющие на них
Одним из наиболее важных аспектов проектирования самолета тактической авиации является необходимость выполнения непрерывно растущих требований к характер и сти кам маневренности, играющих значительную роль в оценке боевой эффективности самолета. Особенно трудно этот вопрос решается при проектировании самолета, способного успешно выполнять несколько боевых задач.
Маневренность самолета характеризуется его способностью изменять по времени высоту, скорость и направление полета. Главным критерием маневренности, определяющим первые два условия, является удельная избыточная мощность У% (м/с), величина которой в каждой точке траектории полета выражается как произведение удельной избыточной тяги на скорость:
匕匕(1。」)
где —^удельная избыточная тяга (вектор тяги совпадает
по направлению с вектором скорости).
Удельная избыточная мощность, характеризуя способность самолета изменять свою энергию за счет изменения высоты и 269
(^г~^^времен” от удельной
吟=月=厶匕(10.1а)
где £ = Я + H/(2g)——удельная энергия самолета. При постоянной скорости полета К； = %.
Изменение направления полета по времени характеризуется таким критерием, как угловая скорость (либо радиус) разворота. Угловая скорость разворота в вертикальной плоскости в общем случае
A _ g / У + Psina
(Ю.2)(Ю.2)J К—^C0S6),
(Ю.2)
(Ю.2)
лде 0 ~— угол наклоналде 0 ~— угол наклона喷м/с喷м/сН/ОкмН/Окм力25力25475475траектории полета; g — ускорение свободного падения; а ——угол атаки. Для разворота в горизонтальной плоскоститраектории полета; g — ускорение свободного падения; а ——угол атаки. Для разворота в горизонтальной плоскостиР0阿师Р0阿师Рис. 10.9. ВлияниеРис. 10.10 ВлияниеРис. 10.9. ВлияниеРис. 10.10 Влияниепараметров Ро ипараметров Ро и®®44332121@二多/戶尹尸I.(10.3)@二多/戶尹尸I.(10.3)22А)на удельную избыточную мощностьА)на удельную избыточную мощность2503%45口”Z7 pQ］喃К2503%45口”Z7 pQ］喃Кпараметров Ро и р0 на перегрузку разворота на высоте Я = Ю кмпараметров Ро и р0 на перегрузку разворота на высоте Я = Ю кмустановившегосяустановившегося
лде 0 ~— угол наклона
лде 0 ~— угол наклона
喷м/с
喷м/с
Н/Окм
Н/Окм
力25
力25
475
475
траектории полета; g — ускорение свободного падения; а ——угол атаки. Для разворота в горизонтальной плоскости
траектории полета; g — ускорение свободного падения; а ——угол атаки. Для разворота в горизонтальной плоскости
Р0阿师
Р0阿师
Рис. 10.9. Влияние
Рис. 10.10 Влияние
Рис. 10.9. Влияние
Рис. 10.10 Влияние
параметров Ро и
параметров Ро и
®
®
4
4
3
3
21
21
@二多/戶尹尸I.
(10.3)
@二多/戶尹尸I.
(10.3)
2
2
А)на удельную избыточную мощность
А)на удельную избыточную мощность
2503%45口”Z7 pQ］喃К
2503%45口”Z7 pQ］喃К
параметров Ро и р0 на перегрузку разворота на высоте Я = Ю км
параметров Ро и р0 на перегрузку разворота на высоте Я = Ю км
установившегося
установившегося
Представленные критерии маневренности можно выразить через проектные параметры самолета следующим образом:
吗=(戸一年9"，
или%二(a一+"；(10.4)
5 =告(％ + A sin а — cos 0)；
= -р- ]Л(/гу + Р sin а)2 — 1,
где Р ——тяговооруженность самолета; р ——удельная нагрузка на крыло; q — скоростной напор; К — аэродинамическое качество самолета; /г& — нормальная перегрузка.
Нормальную перегрузку, главным образом определяющую угловую скорость разворота, также можно выразить через удельную нагрузку на крыло:
九《 = *9，(Ю.5)
или, при установившемся развороте в горизонтальной плоскости через тяговооруженность самолета:
пу = КР cos а.(10.6)
Величина и характер изменения удельной избыточной мощности в основном зависят от тяговооруженности самолета и практически не накладывают ограничений на выбор параметров крыла (так как cjp изменяется слабо), за исключением общих требований минимизации лобового сопротивления, рассмотренных выше.
Преимущество в характеристиках разворота при прочих равных условиях будет иметь самолет, обладающий большей величиной тяговооруженности и комплексного параметра cjp. При достижении значения ^тах (с помощью средств, позволяющих затянуть наступление срыва потока при увеличении угла атаки) параметр cjp можно повысить только путем уменьшения удельной нагрузки на крыло.
На рис. 10.9 и 10.10 показан пример количественного влияния параметров Ро и р0 на критерии маневренности.
Весовой баланс маневренного самолета
Выбор тяговооруженности и удельной нагрузки на крыло маневренных самолетов следует выполнять с особой осторожностью на ранних этапах эскизного проектирования. Недостаточно обоснованное желание получить высокие значения характеристик маневренности может в дальнейшем поставить проектировщика перед фактом катастрофического увеличения взлетной массы самолета. Дело в том, что изменение тяговооруженности и удель-
ной нагрузки на крыло существенно отражается на весовом балансе самолета, а следовательно, и на его взлетной массе.
Для анализа взлетную массу истребителя удобно представить в виде четырех составляющих:
т0 = ^кой +то у +тT十^const*(10.7)
где ткон — масса конструкции планера (и системы управления); тс.у — масса силовой установки; /пт;— масса топлива; mCOn3t — постоянная составляющая взлетной массы.
Величина mcOnst определяется оперативно-тактическими требованиями (боевой задачей) и не зависит от взлетной массы самолета (масса экипажа, систем жизнеобеспечения, радио-электронного оборудования и вооружения).
Взлетная масса истребителя, определяемая из «уравнения существования»:
m0 = 7 - 7t一匸г,(10.8)
1 — (/Икон 十 mc. у + 6т)
где /йкон = /пкон/т0;血& у = ^с. у/m。； ^т = ^т/^о — относительные массы.
На величину /пкон влияет параметр р。： чем меньше удельная нагрузка на крыло, тем больше относительная масса конструкции планера.
Величина 历仇 у определяется главным образом тяговооружен- ностью самолета и удельным весом двигателя. Для истребителей в период предварительных расчетов можно принимать:
(10.9)(10.9)гдегде¥Дв = тДвд/Р()— удельный¥Дв = тДвд/Р()— удельныйвес двигателя.вес двигателя.風.у& 1,43удвРо,
(10.9)
(10.9)
где
где
¥Дв = тДвд/Р()— удельный
¥Дв = тДвд/Р()— удельный
вес двигателя.
вес двигателя.
Рис. 10.11. Влияние удельной нагрузки на крыло на относительную массу конструкции н относительную массу необходимого запаса топлива
Рис. 10.12. Влияние стартовой тяговооруженности на взлетную массуистребителя:
• — исходный самолет
Рис. 10.13 Влияние параметра ро на взлетную 'массу истребителя: '• — исходный самолетРис. 10.13 Влияние параметра ро на взлетную 'массу истребителя: '• — исходный самолетВеличина 济牙 определяется дальностью полета (радиусом действия), временем патрулирования и условиями ведения воздушного боя. Однако на относительную массу топлива, потребного для выполнения той или иной боевой задачи, также влияют параметры PQ и р0, так как при их из- .менении изменяется величина 5МИД, что в свою очередь приводит к изменению аэродинамического качества? самолета, а следовательно, и величины 血丁. Другими словами, при увеличении А по
Рис. 10.13 Влияние параметра ро на взлетную 'массу истребителя: '
• — исходный самолет
Рис. 10.13 Влияние параметра ро на взлетную 'массу истребителя: '
• — исходный самолет
требная величина тт увеличивается, при уменьшении р0 — уменьшается (рис. 1Q.11).
Таким образом, параметры 尸。и р0 влияют на все относительные массы в уравнении существования истребителя, вызывая при определенных условиях чрезмерное изменение его взлетной массы (рис. 10.12 и рис. 10.13).
Уменьшение удельной нагрузки на крыло в пределах р0 = = 500...350 даН/м2 вызывает меньше осложнений, чем необходимое из условий высокой маневренности увеличение тяговооруженности самолета (так как при этом увеличение ткон частично компенсируется уменьшением тт см. рис. 10.11). Однако при р电 < 350 даН/м2 взлетная масса истребителя начинает прогрессивно возрастать (см. рис. 10.13).
Компенсировать увеличение взлетной массы истребителя при изменении его проектных параметров можно, естественно, и за счет величины mconst [см. (10.8) ], если установить новую РЛС с меньшей массой, новое вооружение с меньшей массой, новую систему жизнеобеспечения с меньшей массой и т. д. При этом
A^0 = ^mA^const>(Ю.Ю)
где km = 1/历snst ——коэффициент изменения взлетной массы самолета.
Коэффициент изменения взлетной массы не является постоянной величиной. Так, для легкого истребителя завоевания превосходства в воздухе 应皿 ^; 8, для самолета непосредственной поддержки наземных войск, несущего большую бомбовую нагрузку, % ^ 4.
Таким образом, окончательный выбор тяговооруженности, удельной нагрузки на крыло и других основных параметров маневренного самолета можно сделать только после комплексного анализа влияния этих параметров на характеристики маневренности и взлетную массу самолета. Например, подробное параметрическое исследование, проведенное при разработке истребителя F-16, позволило принять следующие оптимальные значения ос- 273
новных параметров: Р° = 1」；％ = 370 даН/м2;九=3; %п.к = =40°, с = 0,04; Т)= 4,4-
Задача минимизации взлетной массы ставится при проектировании самолета любого типа, однако при проектировании современных высокоманевренных самолетов эта задача имеет особенно большую остроту. Дело в том, что для таких самолетов значения важнейших параметров (Р。и р0), определяющих характеристики маневренности, находятся на пределе, после которого дальнейшее их изменение приводит к чрезмерному увеличению взлетной массы самолета.
Пониженная продольная устойчивостьсамолета
Дальнейшее повышение характеристик маневренности при выбранных тяговооруженности, удельной нагрузке на крыло и геометрических параметрах можно получить снижением балансировочного сопротивления (и повышением аэродинамического качества) самолета, которые также непосредственно определяют величины 吗 и и», а следовательно, 0 и ф [см. формулы (10.4) и (10.6)].
При переходе от дозвуковых к сверхзвуковым скоростям полета аэродинамический фокус смещается' примерно с 25 % до 50 % САХ, что приводит к значительному увеличению запаса продольной статической устойчивости самолета. При этом резко увеличивается балансировочное сопротивление. Однако выбор слишком малого запаса устойчивости для снижения этого вида сопротивления может привести к возникновению ряда проблем, связанных с управляемостью самолета (см. гл. 18).
Кроме того, при малом запасе устойчивости изгибные деформации крыла при больших перегрузках могут привести к продольной неустойчивости самолета. На рис, 10.14 приводится схема, поясняющая уменьшение продольной устойчивости при деформации конструкции самолета.
Рнс. 10.14. Уменьшение продольной устойчивости самолета прн больших перегрузках вследствие упругости конструкции:
1 **- ось жесткости; 2 — корневая хорда; 3 — уменьшение углов атаки концевых сечеиий; 4 — деформированное крыло; 6 — иедеформироваиное крыло; 6 — упругая конструкция; 7 — жесткая конструкция; 8 ——смещение вперед точки приложения подъемной силы (уменьшение устойчивости); 9 — изгиб фюзеляжа увеличивает эффективность горизонтального оперения (увеличение устойчивд- сти); 10 — уменьшение эффективности горизонтального оперения (уменьшение устойчивости)
Поэтому на обычном (устойчивом) самолете при дозвуковых скоростях необходима отрицательная величина запаса устойчивости не менее 3 %, которая на трансзвуковых скоростях увеличится (примерно до 7 % при М = 0,9 и до 22...25 % при М = =1,2), что и приведет к значительному увеличению балансировочного сопротивления.
Избежать этого явления можно, если скомпоновать самолет неустойчивым при дозвуковых скоростях и с небольшим запасом устойчивости при М > 1. Например, истребитель F-16 благодаря большему сдвигу ц. м. назад, чем это возможно на самолете обычной конфигурации (устойчивом при М < 1) при числе М = 0,9 еще неустойчив, а при М == 1,2 запас его статической устойчивости увеличивается лишь до 8 %. Отрицательная подъемная сила горизонтального оперения в этом случае значительно уменьшается, соответственно уменьшается и балансировочное сопротивление. °
Однако подобное снижение продольной статической устойчивости самолета должно быть компенсировано активным управлением с помощью горизонтального оперения, т. е. в основе проектирования самолета должна быть так называемая концепция летательного аппарата с конфигурацией, определяемой системой управления. Эта концепция требует использования проводной (элек- тродистанционной) системы управления. Устойчивость самолета искусственно обеспечивается бортовым вычислителем, а команды летчика по электрическим цепям, заменившим обычные механические связи, передаются непосредственно к серводвигателям, приводящим поверхности управления. Преимущества в характеристиках маневренности самолета с конфигурацией, определяемой системой управления, считаются бесспорными.
Следует заметить, что при искусственной продольной устойчивости схема «бесхвостка» с треугольным крылом вновь привлекает разработчиков боевых самолетов. Эта конфигурация была выбрана для нового французского истребителя «Мираж-2000».
Кабина экипажа высокоманевреиногосамолета
Маневренные возможности современного истребителя подошли к такому пределу, когда ограничивающим фактором становится физиологическая способность летчика переносить большие перегрузки. Поэтому дальнейшее повышение характеристик маневренности неизбежно связано с повышением этой способности. Другими словами, современному высокоманевренному истребителю необходима кабина, снижающая воздействие на летчика значительных установившихся перегрузок.
Считается, что возникшую проблему можно решить (правильнее сказать — отодвинуть), если летчик в кабине истребителя будет находиться в наклонном положении во избежание действия
на его позвоночник полных перегрузок. Кабина с отклоненным назад креслом позволит изменить действие перегрузок от направления «голова—ноги» и приблизить к направлению «грудь—спина», что увеличит на 2...4 единицы перегрузки, при которых появляется ограниченное («туннельное») видение и последующее потемнение в глазах. Исследования фирмы «Макдоннелл-Дуглас» показывают, что если на обычных истребителях порог потемнения в глазах близок к перегрузке пу = 7,5, то при отклоненном кресле он может быть увеличен до пр = 11,5.
Таким образом, наклон кресла (в сочетании с хорошим обзором из кабины) увеличивает маневренные возможности современного истребителя и повышает эффективность действий летчика в ближнем воздушном бою. •
Например, на истребителе F-16 для этих целей обычный угол наклона кресла летчика 13° был увеличен до 30°. Конструкция фонаря каплевидной формы обеспечивает круговой обзор в пределах 360°, обзор вбок на 40° ниже борта и вперед на 15° ниже носовой части фюзеляжа. Ручка управления с очень малым перемещением установлена на подлокотнике кресла, который регулируется по высоте в соответствии с ростом летчика. Замена обычной ручки управления боковой ручкой обеспечивает более точное управление самолетом в условиях больших перегрузок, когда предплечье покоится на подлокотнике и от летчика требуется лишь обеспечить давление на ручку для управления самолетом. Система покидания с тройным резервированием позволяет производить катапультирование при Я = 0 и при скоростях полета до 1110 км/ч в условиях больших вертикальных скоростей снижения.
НЕКОТОРЫЕ ОСОБЕННОСТИ ПЕРСПЕКТИВНЫХИСТРЕБИТЕЛЕЙ СЛЕДУЮЩЕГО ПОКОЛЕНИЯ
Основное внимание в исследованиях, связанных с проектированием перспективных истребителей следующего поколения, уделяется дальнейшему повышению маневренности и сверхзвуковой крейсерской скорости полета.
Повысить характеристики маневренности современного истребителя обычной конфигурации соответствующим выбором его весовых и геометрических параметров становится все труднее и дороже. Например, для увеличения тяговооруженности до Р > > 1,2 необходимы новые ТРДДФ с удв <0,1. Поэтому дальнейшее повышение маневренности истребителей следующего поколения наиболее вероятно лишь на основе комплексного использования последних достижений в области аэродинамики, систем управления, конструкционных материалов, двигателестроения и т. д.
Наибольшего внимания в программе комплексного повышения маневренности будущих истребителей заслуживают следующие технические нововведения и усовершенствования:
—непосредственное управление подъемной и боковой силами;
—пониженный запас статической устойчивости самолета;
управление лобовым сопротивлением и реверсирование тяги в полете;
кабина, способствующая дальнейшему ослаблению воздействия на летчика больших перегрузок;
перспективные композиционные материалы (20...25 % массы конструкции самолета должно приходиться на композиционные материалы);
—эффективные металлические конструкции и т. д.
Непосредственное управление подъемной и боковой силами осуществляется одновременным приложением соответствующих аэродинамических сил спереди и сзади центра тяжести самолета. Конструктивное воплощение данной концепции можно осуществить различными способами (в зависимости от аэродинамической схемы самолета): совместным отклонением переднего и заднего горизонтального оперения либо концевых частей крыла и руля высоты; одновременным отклонением заднего киля и переднего подфюзеляжного киля и т. д.
На рис. 10.15 показано решение этой задачи на экспериментальном самолете, разработанном на фирме «Макдоннелл-Дуглас» по программе AFTI.
Система непосредственного управления подъемной и боковой силами без необходимости отклонения самолета по углам тангажа, рыскания и крена должна обеспечить летчику возможность изменять траекторию полета без переходных режимов, запаздывания и забросов, а также выполнять необычные маневры, основанные на разделении поступательного и вращательного движений.
Считается, что способность поступательного перемещения самолета в боковом и вертикальном направлениях (рис. 10.16)
Рис. 10.16. Поступательное перемещение истребителя в горизонтальной и вертикальной плоскостях при непосредственном управлении подъемной и боковой силами
Рис. 10.17. Использование режима «ориентирование фюзеляжа на цель» при стрельбе из пушки по наземным целям:
а ——обычный истребитель； 6 ——истребитель с непосредственным управлением подъемной и боковой силами; / — траектория полета; 2 — первая атака с-углом пикирования около 10°; 3, 6, 9 — участок прицельного обстрела; 4 — выход из пикирования с углом набора высоты 30°; 5 — вторая атака; 7 — ориентирование фюзеляжа иа цель под углом около 10° к вектору скорости; 8 — атака с бреющего полета
обеспечит ему очевидные тактические преимущества в боевых операциях.
При атакующих действиях основным преимуществом истребителя с непосредственным управлением подъемной и боковой си- ламй должна явиться повышенная способность сопровождения маневрирующей цели, что улучшит возможности для пуска снарядов и увеличит время стрельбы из пушки в воздушном бою.
Система непосредственного управления подъемной и боковой силами позволяет наводить оружие на цель («ориентирование фюзеляжа на цель») независимо от траектории полета истребителя. По сигналам объединенной системы управления полетом и огнем направление оси фюзеляжа может изменяться в диапазоне приблизительно 20° по тангажу и 10° по курсу. В этом случае из положения горизонтального полета на малой высоте истребитель сможет сконцентрировать огонь из пушек на одной точке либо подвергнуть обстрелу зону большой длины, например колонну войск противника. Обычному истребителю для этого необходимо пологое пикирование, причем участок обстрела будет примерно в 2,5 раза короче (рис. 10.17), а вероятность поражения средствами ПВО противника (при входе и выходе из пикирования) существенно больше.
При оборонительных действиях истребитель с непосредственным управлением подъемной и боковой силами сможет легко выйти из поля прицела истребителя противника, более эффективно уклоняться от зенитного огня и снарядов класса «земля—воздух» и т. д.
Дополнительным выигрышем можно считать повышение эффективности работы систем самолета при заправке топливом в полете, при следовании рельефу местности в полете на малых высотах, при заходе на посадку и посадке и т. д.
Рис. 10.18. Схема работы плоского сопла на экспериментальном самолете AFTI-I фирмы «Фэрчайлд — Рипаблик»:
а — управление вектором тяги; 6 — реверсирование тяги
Необходимо отметить еще один немаловажный факт, связанный с использованием системы непосредственного управления подъемной и боковой силами: для повышения характеристик маневренности не требуется дальнейшего увеличения тяговооруженности самолета и уменьшения удельной нагрузки на крыло, ибо данная система дополнительно обеспечивает Ап“ = 土4; Дпг = 土1; Дпх = —1.
Управление вектором тяги наиболее просто может быть реализовано при использовании на двигателе самолета двухмерного (плоского) сопла (рис. 10.18). Реверс тяги в полете дает возможность летчику получить эффективное торможение самолета в процессе ведения воздушного боя.
Для увеличения физиологического предела переносимой летчиком перегрузки необходим еще больший наклон кресла (по сравнению с современными высокоманевренными самолетами). Как видно из рис. 10.19, истребитель следующего поколения должен иметь катапультируемое кресло с углом наклона ср — 60... ...65°, что позволит при больших углах атаки (а = 15...25°) изменить направление воздействия на летчика перегрузки п§ практически на 90°.
Однако при больших углах наклона кресла возникают трудности пилотирования самолета в нормальных условиях; кроме того, катапультирование становится невозможным, так как при этом не* обеспечивается безопасная высота пролета кресла с летчиком над килем самолета. Выход один — необходимо кресло с изменя-
Рис. 10.19. Влияние угла наклона кресла на пределы переносимой летчиком длительно действующей перегрузки:
]—направление действия перегрузки; 5 — иаклои кресла к вертикали; 3 — истинный иаклои кресла к вектору перегрузки (с учетом угла атакн); 4 — перегрузка, переносимая в противоперегру- зочном костюме; 5 — перегрузка, переносимая без противоперегрузочного ко - стюма; 6 — истребители 1960-х годов;
7— современные высокоманевреииые
истребители； 8 — в кабине истребителя следующего поколения, рассчитаииой иа воздействие больших перегрузок
Рис. 10.20. Схема изменения угла наклона кресла:Рис. 10.20. Схема изменения угла наклона кресла:I — границы, необходимые для безопасного пролета кресла с летчиком при катапультировании; 2 — угол катапультирования; 3 — регулируемый заголовник; 4 ——регу- ируемый подлокотник; 5 ——шарнир поворота спинки; 6 — нейтральная реперная точка креслаI — границы, необходимые для безопасного пролета кресла с летчиком при катапультировании; 2 — угол катапультирования; 3 — регулируемый заголовник; 4 ——регу- ируемый подлокотник; 5 ——шарнир поворота спинки; 6 — нейтральная реперная точка кресла
Рис. 10.20. Схема изменения угла наклона кресла:
Рис. 10.20. Схема изменения угла наклона кресла:
I — границы, необходимые для безопасного пролета кресла с летчиком при катапультировании; 2 — угол катапультирования; 3 — регулируемый заголовник; 4 ——регу- ируемый подлокотник; 5 ——шарнир поворота спинки; 6 — нейтральная реперная точка кресла
I — границы, необходимые для безопасного пролета кресла с летчиком при катапультировании; 2 — угол катапультирования; 3 — регулируемый заголовник; 4 ——регу- ируемый подлокотник; 5 ——шарнир поворота спинки; 6 — нейтральная реперная точка кресла
емым углом наклона. Например, в кабине экспериментального самолета AFTI фирмы «Макдоннелл—Дуглас» установлено кресло, угол наклона которого может увеличиваться до 65° (рис. 10.20).
Глава 11
ОСОБЕННОСТИ ПРОЕКТИРОВАНИЯ САМОЛЕТОВКОРОТКОГО И ВЕРТИКАЛЬНОГО ВЗЛЕТА
И ПОСАДКИ
ILL ВВОДНЫЕ ЗАМЕЧАНИЯ
Стремление повысить экономику эксплуатации постоянно стимулировало увеличение коммерческой нагрузки mKeH дальности полета L, а следовательно, взлетной массы самолета т0, а также скорости полета V. Это достигалось в основном ростом удельной нагрузки на крыло р0, применением более тонких стреловидных крыльев, совершенствованием аэродинамики и силовой установки самолетов. Так, удельная нагрузка увеличилась с р0 =50... ...100 даН/м2 (1925...1930 гг.) до р0 = 450…70 даН/м2 у современных пассажирских и транспортных самолетов. Следствием этого явилось резкое увеличение размеров и стоимости аэродромов. Увеличение массы самолета приводило к увеличению нагрузок на колеса шасси, что наряду с повышением давления в пневма- тиках снижало проходимость шасси по аэродрому и потребовало
создания бетонированных ВПП. Аэродромы превратились в сложные технические сооружения, строительство и эксплуатация которых требуют огромных затрат. Значительные размеры современного аэродрома (потребная площадь около 900 га), а также ограничения по допустимому уровню шума на местности вынуждают строить аэродромы на значительном расстоянии от городов. С ростом объема воздушных перевозок возникла проблема перегруженности аэропортов из-за напряженного движения в зоне аэродрома, как в воздухе, так и на земле, что привело к значительному увеличению непроизводительного времени на ожидание разрешения на взлет и посадку. Значительные затраты времени на доставку пассажиров и грузов к аэропорту, ожидание разрешения на взлет и посадку приводят к уменьшению скорости доставки «от двери до “верп》и снижению экономичности перевозок.
Преодоление указанных трудностей и противоречий многие авиационные специалисты связывают с созданием воздушнотранспортных и боевых систем на базе вертикально взлетающих или с малой длиной разбега и пробега самолетов.
Специфическими свойствами самолетов этого класса являются: малые потребные размеры ВПП, крутые траектории при взлете и посадке, малые скорости и ускорения при взлете и посадке, возможность выбора параметров крыла, исходя из условий крейсерского полета. СВВП/СКВП обладают потенциальными возможностями, реализация которых позволит решить ряд актуальных народно-хозяйственных задач, важнейшими из которых являются:
——развитие сети авиалиний и увеличение объема воздушных перевозок в труднодоступных районах, особенно Сибири и Дальнего Востока;
——повышение эффективности использования существующих аэродромов вследствие увеличения регулярности полетов, снижения шума на местности и более рационального использования воздушного пространства;
—увеличение скорости доставки пассажиров и грузов между крупными административно-промышленными центрами путем приближения аэродромов к центру города.
Вполне очевидны преимущества использования СВВП/СКВП в военных целях как по возможностям базирования, так и по оперативно-тактическим возможностям.
Отмеченные выше особенности СВВП/СКВП обусловливают специфические особенности проектирования как самолетов короткого взлета и посадки, к которым в настоящее время принято относить самолеты с потребной длиной ВПП порядка 600 м, так и самолеты вертикального взлета и посадки, которым необходимы размеры полосы, соизмеримые с размерами летательного аппарата.
САМОЛЕТЫ КОРОТКОГО ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ
Особенности короткого взлета и посадки
Рассмотрим, от каких параметров зависят взлетно-посадочные характеристики самолета.
Длина разбега определяется следующей формулой:
£разб — У^тр/(2а*)・(11.1)
Здесь ах — среднее ускорение при разбеге. Оно определяется соотношением сил разгона и торможения. В первом приближении, пренебрегая влиянием аэродинамических сил при разбеге, можно записать
& = g (尸ср — А — 2К：аз6 ) •
Здесь Рср =户cp/(m()g) — средняя тяговооруженность при разбеге；' /г —— коэффициент сопротивления качению колес.
Аналогично для длины пробега можно записать
厶3。6 =落，(1L2)
где \ах \ — среднее замедление при пробеге. Для него справедливо следующее приближенное выражение:
где Ррев, Рх.х ——тяга двигателей реверсивная и холостого хода; /(проб — аэродинамическое качество на пробеге; /2 — коэффициент трения при пробеге.
Скорости V0Tp и Vnoc определяются минимальной скоростью установившегося полета или скоростью сваливания Vc.
Для самолета с горизонтальным вектором тяги
匕=]/ -也迎——.(11.3)
У max взл(пос)
По НЛГС-2 V0Tp п 1,1 匕 При Пдв = 2; 3 и Уотр А 1,07 при 九印= =4. Скорость захода на посадку 匕.口 = 1,3 %•
Анализ формул (11.1) и (11.2) показывает, что существуют два пути сокращения длины разбега и пробега самолета. Первый путь — увеличение ускорения при разбеге и замедления при пробеге. На взлете это достигается повышением Рср путем форсирования тяги двигателей либо путем установки стартовых ускорителей. На посадке применяются реверс тяги двигателей, воздушные тормоза, торможение колес шасси, а также различные задерживающие устройства на посадочной полосе. Отметим, что параметры самолета по-разному влияют на ах. Так, при разбеге желательно иметь минимальное сопротивление при большой подъемной силе, а при пробеге, наоборот, как можно большее сопро-
sds 0“ адOE
-5^403^0 HodiawEdEii XSKWOKQO bo BJagmEd SKS4W- SUOSSQSM^^ '^'^ •икл
M06
Рис. 11.2. Влияние удельной нагрузки на крыло и с*з. 口 на длину посадочной дистанции:Л — приемлемый диапазон Рцос； / — легкие самолеты; II — винтовые СКВП; III — реактивные самолеты нормального взлета и посадки； IV — реактивные СКВП; V — примерная граница обычного управленияРис. 11.2. Влияние удельной нагрузки на крыло и с*з. 口 на длину посадочной дистанции:Л — приемлемый диапазон Рцос； / — легкие самолеты; II — винтовые СКВП; III — реактивные самолеты нормального взлета и посадки； IV — реактивные СКВП; V — примерная граница обычного управления
Рис. 11.2. Влияние удельной нагрузки на крыло и с*з. 口 на длину посадочной дистанции:
Л — приемлемый диапазон Рцос； / — легкие самолеты; II — винтовые СКВП; III — реактивные самолеты нормального взлета и посадки； IV — реактивные СКВП; V — примерная граница обычного управления
Рис. 11.2. Влияние удельной нагрузки на крыло и с*з. 口 на длину посадочной дистанции:
Л — приемлемый диапазон Рцос； / — легкие самолеты; II — винтовые СКВП; III — реактивные самолеты нормального взлета и посадки； IV — реактивные СКВП; V — примерная граница обычного управления
тивление прималой подъемной силе. По-разному влияют на длину разбега и пробега тяговооружен- ность и коэффициенты трения & и
Второй путь — уменьшение минимальной скорости самолета. Подставив в формулу (11.1) значение Уотр, получим приближенное выражение для определения длины разбега:
г 八， "о
(11-4) Оно справедливо при постоянном угле атаки крыла, отсутствии ветра и наклона полосы. Коэффициент подъемной силы при отрыве
СдотР = °，827с*тах взл (^дв = 2； 3).
Построенная с помощью формулы (11.4) номограмма (рис. 11.1) позволяет проанализировать влияние параметров самолета на 厶разб・ Из рис. 11.1 видно, что обеспечение требования укороченного взлета накладывает очень жесткие ограничения на допустимую величину % = Ро/Qotp* Так, для обеспечения Аразб л; л： 200 м требуются значения qQ в диапазоне 45... 235 даН/м2, в зависимости от величины стартовой тяговооруженности.
Не менее жесткие ограничения на величину % и суо^ накладывает режим короткой посадки. Зависимость потребной длины посадочной дистанции от удельной нагрузки на крыло и коэффициента подъемной силы при заходе на посадку с^з. п представлена на рис. 11.2. При применении обычной механизации в виде щелей и отклоняемых поверхностей на крыле с учетом отказа двигателя и порывов ветра величина используемого на посадке су обычно не превышает 1,6 ... 1,9. Это значение соответствует скорости при заходе на посадку, приблизительно в 1,3 раза превышающей скорость срыва при отказе двигателя. Это определяет потребные для обеспечения короткого взлета значения удельной нагрузки на крыло в диапазоне 90 ... 175 даН/м2.
Высокие значения с^шах могут быть реализованы при наличии механизации по всему размаху крыла. С этой целью на ряде самолетов применены закрылки по всему размаху крыла, причем внеш- 284
ние секции закрылков одновременно выполняют функции элеронов. Низкая удельная нагрузка на крыло самолетов приводит к снижению комфорта пассажиров и экипажа при полете в турбулентной атмосфере, усложняет посадку при боковом ветре и утяжеляет конструкцию. Из рис. 11.2, видно, что для обеспечения требований короткого взлета и посадки при приемлемых значениях удельной нагрузки на крыло (360 ... 490 даН/м2) и при условии обеспечения возможности использования обычного управления (заштрихованная на рис. 11.2 область) и наличии располагаемой мощности силовой установки потребное значение су^п должно лежать в пределах 4 ... 5. Дальнейшее увеличение Q&m видимо, потребует применения реактивного управления, аналогичного управлению СВВП. Обеспечение столь высоких значений су^п требует применения более эффективных средств механизации, основанных на использовании мощности силовой установки и получивших название энергетической механизации.
Рассмотрим основные особенности проектирования СКВП с такой механизацией, уделив особое внимание сравнительному анализу и выбору параметров несущей системы самолета при различных методах энергетической механизации. Классификация таких методов обеспечения короткого взлета и посадки представлена на рис. 11.3. По способу обеспечения дополнительной подъемной силы на малых скоростях методы можно разделить на три группы. В первую группу входят методы, основанные на увеличении несущей способности крыла путем управления пограничным слоем.
Энергетические методы обеспечениякороткого взлета и посадки
Рис. 11.3. Классификация энергетических методов обеспечения короткогоРис. 11.3. Классификация энергетических методов обеспечения короткогоМетоды управлении пограничным слоемМетоды управлении пограничным слоемКон5иниро8анные методыКон5иниро8анные методыбесцир кдпяиианнм е методыбесцир кдпяиианнм е методы-qH8n SX09Q-qH8n SX09Q大冬 OZOHhnH Ddeou 303Ш0大冬 OZOHhnH Ddeou 303Ш0X0№0X0№0声2 DXsqdxDE "0 HnHmaHg声2 DXsqdxDE "0 HnHmaHgxom-XDe q-§xom-XDe q-§z49sm- П28Е Ddowx£ Eodouz49sm- П28Е Ddowx£ Eodou-syaED~sQ >XWHHa-ou dohd-syaED~sQ >XWHHa-ou dohdК0УЗ OZOHhnHDdzouК0УЗ OZOHhnHDdzouвзлета и посадкивзлета и посадки
Рис. 11.3. Классификация энергетических методов обеспечения короткого
Рис. 11.3. Классификация энергетических методов обеспечения короткого
Методы управлении пограничным слоем
Методы управлении пограничным слоем
Кон5иниро8анные методы
Кон5иниро8анные методы
бесцир кдпяиианнм е методы
бесцир кдпяиианнм е методы
-qH8n SX09Q
-qH8n SX09Q
大冬 OZOHhnH Ddeou 303Ш0
大冬 OZOHhnH Ddeou 303Ш0
X0№0
X0№0
声2 DXsqdxDE "0 HnHmaHg
声2 DXsqdxDE "0 HnHmaHg
xom-XDe q-§
xom-XDe q-§
z49sm- П28Е Ddowx£ Eodou
z49sm- П28Е Ddowx£ Eodou
-syaED~sQ >XWHHa-ou dohd
-syaED~sQ >XWHHa-ou dohd
К0УЗ OZOHhnHDdzou
К0УЗ OZOHhnHDdzou
взлета и посадки
взлета и посадки
Ко второй группе отнесены комбинированные методы, использующие явление суперциркуляции и отклонение реактивной струи от двигателей с помощью средств механизации крыла. Методы третьей группы основаны на принципе прямого бесциркуляционного создания подъемной силы с помощью различных источников тяги. Этот путь позволяет осуществить взлет и посадку при сколь угодно малых Ут1п, вплоть до Ут1п = 0, т. е. вертикальные взлет и посадку. 、
Управление пограничным слоем
Суть этого метода заключается в обеспечении безотрывного обтекания крыла в достаточно большом диапазоне углов атаки за счет увеличения энергии пограничного слоя. В этом смысле управление пограничным слоем (УПС) не отличается от принципа работы предкрылков и закрылков. Различие состоит лишь в источнике и величине энергии, сообщаемой пограничному слою.
Идея ввода воздуха, обладающего большой энергией, в верхнюю зону поверхности крыла для устранения срыва потока была выдвинута давно. Однако ее практическая реализация стала возможной лишь с появлением ТРДД, позволяющих осуществить отбор необходимого количества воздуха без значительных потерь тяги.
Из различных способов УПС наибольшее распространение получил способ, основанный на выдуве через щель или систему щелей тонкой струи воздуха, вытекающей с большой скоростью тангенциально к поверхности крыла. Место выдува соответствует зоне наиболее вероятного появления отрыва потока, т. е. в районе носка крыла и на «колене» закрылка. УПС с помощью отсоса пограничного слоя применяется реже из-за трудностей его реализации. Эффективность сдува характеризуется коэффициентом импульса выдуваемой струи
“ =^S'-
Здесь /«в = Gb/自一массовый расход воздуха в системе сдува; 匕一скорость струи; q =「8^/2 — скоростной напор невозмущенного потока; S — площадь крыла, обслуживаемого системой сдува.
Приращения коэффициента подъемной силы при УПС в основном определяются двумя параметрами — величиной коэффициента импульса выдуваемой струи и углом отклонения закрылка 63.
Кривые Асд = / (сц) (рис. 11.4) имеют характерный излом, за которым интенсивность приращения А@ резко уменьшается. Точка излома определяет величину коэффициента импульса %人, при которой еще обеспечивается безотрывное обтекание профиля.
Представляет интерес определить величину коэффициента импульса @а， соответствующего собственно управлению пограничным слоем. В общем случае с^А зависит не только от угла отклоне-
ния закрылка, но и от ширины щели, угла атаки а и соотношения скоростей 匕7% Для приближенных расчетов можно воспользоваться следующей формулой:
сиА^(1,5.. .2,0)61.10-5. (11.6)
Здесь 63 — угол отклонения закрылка в градусах. Более высокие значения сцЛ соответствуют большему значению относительной ширины щели.
Зная величину с^А, можно определить величину импульса твУ5, обеспечивающую при выбранной удельной нагрузке на крыло потребное значение су. т т
Используя выражения су =—— и %
飞匕=mgc^/Cy.
Рис. 11.4. Зависимость приращения коэффициента подъемной силы от с卩Рис. 11.4. Зависимость приращения коэффициента подъемной силы от с卩WbVs в.WbVs в.получимполучим(П.7)(П.7)Связь между величиной импульса и параметрами воздуха, выдуваемого через щель, при условии изэнтропического расширения определяется следующим соотношением:
Рис. 11.4. Зависимость приращения коэффициента подъемной силы от с卩
Рис. 11.4. Зависимость приращения коэффициента подъемной силы от с卩
WbVs в.
WbVs в.
получим
получим
(П.7)
(П.7)
д匕=名也(1一鲁)" YbSw (11.8)
где 乂 = cp/cv ——отношение теплоемкостей (для воздуха 乂 = 1,4); R — газовая постоянная (для воздуха R = 29,27 м/К)； 北 一 абсолютная температура воздуха в канале, подводящем воздух к соплу, К；夕8 — давление воздуха в свободном потоке; ра — полное давление воздуха в канале перед соплом; ?в — удельный вес воздуха (в стандартных условиях ?в = 1,224 даН/м3); 5Щ — площадь щели, м2.
Варьируя величину давления в канале, а также площадь щели, можно получить потребную величину импульса при умеренных количествах воздуха, отбираемого от компрессора двигателя.
Потери тяги двигателя за счет отбора воздуха можно оценить с помощью следующей приближенной формулы:
a=1一也色, (11.9)
где Р = Ротб/Р — отношение тяги при отборе к тяге без отбора; GB = CB/GBS — отношение весового расхода отобранного воздуха к суммарному расходу; k = 1,5 ... 2,0 ——коэффициент, зависящий от степени двухконтурности двигателей; большие значения 力 соответствуют большей степени двухконтурности двигателя.
Следует учитывать, что использование высокого давления воздуха в канале при большой скорости истечения является наивыгоднейшим путем достижения заданного значения импульса струи, так как это позволяет обойтись меньшим количеством воздуха
(меньшие потери тяги), облегчает проблему размещения трубопроводов в крыле, а также ведет к повышению эффективности сдува вследствие увеличения отношения VJV^. Применение УПС позволяет получить Qmax = 4 .•• 5. Реализация столь высоких значений Qmax крыла требует соответствующего повышения эффективности оперения, в частности, вследствие применения на нем УПС. Для применения УПС важно обеспечить равномерность выдува на левой и правой половинах крыля и оперения, как при нормальной работе, так и при отказах двигателей.
Комбинированные методы
К этим методам можно отнести от клонение спутной струи от винтов с помощью закрылков, внешнюю и внутреннюю обдувку закрылков струей от ТРДД, а также повышение несущей способности крыла с помощью струйного закрылка.
Первый метод является весьма эффективным средством сокращения взлетно-посадочных дистанций для винтовых самолетов. Суть его заключается в предотвращении срыва потока при весьма больших углах отклонения закрылков за счет энергии струи винтов, в увеличении эффективной скорости обдувки крыла и повороте с помощью механизации вектора тяги.
В качестве примера может быть назван самолет Бреге 941, крыло которого имеет трехщелевой закрылок, обдуваемый потоком от четырех винтов, приводимых во вращение четырьмя ТВД. При отклонении закрылка на угол 63 = 45° можно получить Qrnax > 5,5 (рис. 11.5). Применение такой механизации на самолете Бреге 941 при взлетной массе 21 т обеспечивает взлетную дистанцию 厶взЛ = 285 м и посадочную Апос = 255 м.
Если количество движения воздуха, вводимого в пограничный слой, превышает требуемое для поддержания безотрывного обтекания при умеренных углах атаки, возникает явление, известное под названием суперциркуляции, в результате чего су возрастает до очень большой величины, зависящей от количества движения воздуха, отводимого от силовой установки в крыло. Выхлопные газы двигателя направляются в крыло и выбрасываются поверх закрылков, что позволяет для самолета обеспечить су > 7. Такая схема реактивного закрылка, объединяющая несущую систему самолета с силовой установкой в единое целое, была реализована в Англии на экспериментальном самолете HS.126. Подобная схема дает наибольший аэродинамический эффект, однако ее практическое применение представляет трудную инженерную проблему, связанную с конструированием протоков, изоляцией и использованием^ внутреннего объема крыла.
Применение закрылка с внешним обдувом струей ТРДД снизу исключает необходимость усложнения конструкции крыла внутренними протоками, но вводит некоторые новые проблемы. При взлете и посадке реактивная струя от подвешенных под крылом дви- 288
Рис. 11.5. Характер поляры для крыла при б3 = 45°: / т с обдувом крыла; 2 — без обдува потоком от винтовРис. 11.5. Характер поляры для крыла при б3 = 45°: / т с обдувом крыла; 2 — без обдува потоком от винтовРис. 11.6. Зависимость су от величины с@ при внешнем обдуве закрылка струей ТРДЦ снизуРис. 11.6. Зависимость су от величины с@ при внешнем обдуве закрылка струей ТРДЦ снизу
Рис. 11.5. Характер поляры для крыла при б3 = 45°: / т с обдувом крыла; 2 — без обдува потоком от винтов
Рис. 11.5. Характер поляры для крыла при б3 = 45°: / т с обдувом крыла; 2 — без обдува потоком от винтов
Рис. 11.6. Зависимость су от величины с@ при внешнем обдуве закрылка струей ТРДЦ снизу
Рис. 11.6. Зависимость су от величины с@ при внешнем обдуве закрылка струей ТРДЦ снизу
гателей направляется на отклоненные закрылки. При этом подъемная сила создается не только вследствие изменения направления вектора тяги, но также и суперциркуляцией, обусловленной распространением влияния потока, обдувающего закрылок, на всю поверхность. Эффективность закрылка повышается за счет сходящей с него вихревой пелены. Срыв потока предотвращается, так как часть струи проходит через щели в закрылках и сообщает энергию пограничному слою.
Коэффициент подъемной силы крыла с таким закрылком может быть представлен в виде суммы:
Сд = Су С 以=0 + Л^ц Sin (бстр + а) + А@Г, (11.10) где сус =о — коэффициент подъемной силы крыла без выдува реактивной струи; т| — статический коэффициент восстановления тяги; 6стр — угол отклонения струи реактивного закрылка; а ——угол атаки; А@「— приращение подъемной силы из-за суперциркуляции. Типичная зависимость % = f 闷 представлена на рис. 11.6.
При рассматриваемом способе механизации крыла изменяется и продольная сила. Коэффициент продольной силы от выдува реактивной струи на закрылке может быть определен по следующей формуле:
с* = т|% cos (а + §стр) j13M “о・ (11.11)
Исследования показали, что при рационально выбранных параметрах закрылка и положения сопла двигателя статический коэффициент восстановления тяги г] может достигать величин порядка 0,85 ... 0,90 при максимальных углах отклонения струи. Практическая реализация данной концепции, возникшей в середине 50-х годов, стала возможна лишь в последнее время (само-
10 С. М. Егер и др. 289
Рис. 11.7. Аэродинамические характеристики модели самолета YC-14 (режим посадки, все двигатели работают, модель без ГО, несбалансированная г сдув с носка отсутствует)： / — ст =：0 (при неработающих двигателях; 2 — с^ — 1,0, с^ = =0,039; 3 — % = 2,0, с仕=» =0,067; 4 — % = 0; 5 — % в *= 1,0; 6 — % = 2,0; 1 — c*r нк +刃/(冗大)Рис. 11.7. Аэродинамические характеристики модели самолета YC-14 (режим посадки, все двигатели работают, модель без ГО, несбалансированная г сдув с носка отсутствует)： / — ст =：0 (при неработающих двигателях; 2 — с^ — 1,0, с^ = =0,039; 3 — % = 2,0, с仕=» =0,067; 4 — % = 0; 5 — % в *= 1,0; 6 — % = 2,0; 1 — c*r нк +刃/(冗大)двухконтурности, причем потерь.двухконтурности, причем потерь.(11.12)(11.12)
Рис. 11.7. Аэродинамические характеристики модели самолета YC-14 (режим посадки, все двигатели работают, модель без ГО, несбалансированная г сдув с носка отсутствует)： / — ст =：0 (при неработающих двигателях; 2 — с^ — 1,0, с^ = =0,039; 3 — % = 2,0, с仕=» =0,067; 4 — % = 0; 5 — % в *= 1,0; 6 — % = 2,0; 1 — c*r нк +刃/(冗大)
Рис. 11.7. Аэродинамические характеристики модели самолета YC-14 (режим посадки, все двигатели работают, модель без ГО, несбалансированная г сдув с носка отсутствует)： / — ст =：0 (при неработающих двигателях; 2 — с^ — 1,0, с^ = =0,039; 3 — % = 2,0, с仕=» =0,067; 4 — % = 0; 5 — % в *= 1,0; 6 — % = 2,0; 1 — c*r нк +刃/(冗大)
двухконтурности, причем потерь.
двухконтурности, причем потерь.
(11.12)
(11.12)
лет YC-15) в связи с появлением двигателей с большими степенями двухкон- турности, обеспечивающих приемлемое соотношение тяги на взлетном и крейсерском режимах и имеющих сравнительно низкую температуру струи.
Обдув струей реактивного двигателя верхней поверхности крыла и закрылка для увеличения подъемной
силы основан на использовании эффекта Кознда ——«прилипания» струи к обдуваемой тангенциально криволинейной поверхности. Это явление впервые систематически было исследовано в конце тридцатых годов. Хотя усилия Коанда были направлены главным образом на улучшение эжекторов, этот эффект использовался во всех системах УПС посредством сдува. Позже было показано, что этим способом можно отклонять мощные выхлопные струи ТРДЦ с большой степенью на большие углы и без чрезмерных
Выхлопная струя ТРДЦ протекает по верхней поверхности крыла, обдувая закрылок, отклонение которого меняет направление вектора тяги двигателя. Установлена плодотворность идеи повышения несущей способности крыла вследствие обдувки его верхней поверхности в районе закрылка. Приращение подъемной силы происходит как вследствие суперциркуляции, так и за счет отклонения вектора тяги двигателей. При этом реализуется достаточно высокий коэффициент восстановления тяги г(. На рис. 11.7 представлены аэродинамические характеристики модели самолета YC-14 на малых скоростях, полученные в аэродинамической трубе. Из графиков видно, что применение дополнительного сдува пограничного слоя в районе носка крыла существенно увеличивает критические углы атаки и примерно на 20 % величину Q^ax при умеренных значениях отбираемого от двигателя воздуха.
При оценке характеристик подъемно-тяговых систем, в основу которых положены методы внешней обдувки закрылка струей от двигателя, когда в создании нормальной и продольной силы участвует все количество движения струи двигателей, вместо коэффициента импульса выдуваемой струи сц надо пользоваться эквивалентным ему коэффициентом тяги %, который может быть определен по следующей формуле:
где 尸(У) — суммарная тяга двигателей, зависящая от скорости полета.
При проектировании самолетов КВП, имеющих закрылки с внешним обдувом, необходимо решить ряд сложных проблем. Одной из таких проблем является обеспечение требуемых характеристик устойчивости и балансировки самолета. Создание большой подъемной силы в задней части профиля крыла вызывает большой момент пикирования и, следовательно, ведет к необходимости иметь мощное горизонтальное оперение для поддержания прбдольной балансировки. Кроме этого, по экспериментальным данным, производная скоса потока дг/да может достигать критических значений, при которых хвостовое оперение в нормальной схеме становится дестабилизатором.
Исследования показали, что применение Т-образного оперения с площадью порядка 0,25SKp позволяет обеспечить балансировку и устойчивость до значений сутах ^ 6.
Существенной проблемой является также обеспечение необходимых характеристик при отказе одного двигателя, так как при этом возникает несимметричная подъемная сила и, следовательно, моменты крена. Это требует разработки аэродинамического управления, обеспечивающего достаточную мощность управления по крену для устранения асимметрии, вызванной отказом двигателя, без дополнительной потери подъемной силы. Момент крена может быть сбалансирован путем уменьшения угла отклонения закрылка на стороне с работающими двигателями и увеличения его на стороне с отказавшим двигателем. Возможен также метод управления по крену, основанный на отборе воздуха высокого давления от компрессора двигателя и отводе его к элеронам для обеспечения УПС. При отказе двигателя к отклоненному элерону (на стороне отказавшего двигателя) должно подаваться в два раза больше воздуха, чем к элерону на стороне с работающим двигателем.
Крыло с закрылком с внутренним потоком (эжекторным закрылком) является развитием реактивного закрылка. При таком крыле тонкая струя выхлопных газов вытекает вдоль размаха в канал, образованный верхними и нижними секциями отклоненного закрылка (см. рис. 11.3). Канал по размаху крыла выступает над верхней поверхностью, что позволяет части потока с верхней поверхности крыла протекать через канал. Стенки канала в форме диффузора образуются частями закрылка, когда он отклонен частично (при взлете) или полностью (при посадке). Количество протекающего через канал воздуха зависит от эффективности смешения первичного потока газов с потоком воздуха, эжектируе- мьш с верхней поверхности крыла. Вторичный поток, индуцируемый эжектирующим действием первичного потока газов, увеличи- вает его тягу, а следовательно, создает подъемную силу. Эффективный коэффициент системы равен коэффициенту тяги первичной струи минус потери в канале и сопле плюс приращение тяги вследствие подсасывания воздуха из потока, Коэффициент увеличе-
10* 291
勺微勺微北・加"初夕北・加"初夕%%Рис. 11.8. Схема струйного закрылкаРис. 11.8. Схема струйного закрылкания тяги (отношение тяги на выходе из канала к тяге первичного потока), достигнутый в настоящее время, равен 1,4. Исследования показали, что концепция крыла с таким типом закрылков может удовлетворить основным требованиям к транспортному реактивному самолету КВП.
勺微
勺微
北・加"初夕
北・加"初夕
%
%
Рис. 11.8. Схема струйного закрылка
Рис. 11.8. Схема струйного закрылка
тивен, чем закрылок с внешнимтивен, чем закрылок с внешнимТакой закрылок более эффек-
тивен, чем закрылок с внешним
тивен, чем закрылок с внешним
обдувом, так как поток от двигателя может быть более равномерно распределен по размаху. Кроме того, концепция такого закрылка кажется особенно многообещающей для уменьшения индуктивного сопротивления, а также для обеспечения управляемости при отказах двигателей. Последнее вытекает из возможности управления распределением увеличенной подъемной силы по размаху крыла посредством закрылка с внутренним потоком. Если для ТВД проблема отказа двигателей решается механической связью валов, то для самолета с ТРДД может быть использована связь между газовыми каналами.
' Струйный закрылок представляет собой плоский поток воздуха, вытекающего с большой скоростью через заднюю кромку крыла под углом 0 к нижней поверхности крыла (рис. 11.8). Струйный закрылок создает подъемную силу изменением поля скоростей вокруг крыла и перераспределением давления на верхней и нижней его поверхностях; кроме того, за счет импульса вытекающей струи mBVs создается вертикальная составляющая силы mBVs sin 0, которая, однако, существенно меньше аэродинамического приращения. Эффективность реактивного закрылка зависит от коэффициента импульса выдуваемой струи и угла 0. Для приближенных расчетов приращения коэффициента подъемной силы при реактивном закрылке можно воспользоваться следующей интерполяционной формулой:
Aq = 3,9/% sin 0. (11.13) Применение струйных закрылков позволяет получить довольно большие значения коэффициента подъемной силы, однако при этом требуются &, существенно большие, чем для У ПС. Эффективность струйного закрылка значительно снижается с уменьшением удлинения крыла; кроме этого, вблизи земной поверхности струйный закрылок не обеспечивает получение расчетных значений.
Методы бесциркуляционного созданияподъемной силы
Рост тяговооружеиности самолетов, появление двигателей с отклоняемым в большом диапазоне углов вектором тяги, а также легких подъемных двигателей и вентиляторов создает предпосылки 292
для улучшения взлетно-посадочных характеристик самолетов благодаря использованию тяги двигателей непосредственно для соз- дания подъемной силы при малых скоростях.
Вертикальную составляющую тяги Рв можно получить либо отклоняя на угол 屮 вектор тяги маршевого двигателя, либо установкой специальных подъемных агрегатов. Возможна также комбинация указанных способов. При наличии Ps минимальная скорость становится равной
(11.14)
—У г Ростах
где А = Pj(mQg).
Таким образом, при этом Vmin в )/1 — Рв раз меньше, чем при отсутствии вертикальной составляющей тяги, а при Рв ^ 1 она приближается к нулю, т. е. становится возможным взлет и посадка с небольшим разбегом и пробегом.
Для взлета с отклоненным на угол 屮 вектором тяги
%m = ]/近源*・(1L15)
Влияние отклонения вектора тяги на величину скорости отрыва можно оценить с помощью отношения
丿min = ^mm o/^min <p*
Зависимость Vmln от угла ср для различных значений тягово- оруженности представлена на рис. 11.9. Видно, что эффективность
293
Рис. 11.10. Зависимость (^oTp/?o)opt от &Рис. 11.10. Зависимость (^oTp/?o)opt от &отклонения особенно существенна при больших значениях тяговооруженности и больших углах ср. При наличии подъемных двигателей длина разбега может быть определена по следующей приближенной формуле, аналогичной формуле (11.4):
Рис. 11.10. Зависимость (^oTp/?o)opt от &
Рис. 11.10. Зависимость (^oTp/?o)opt от &
丄Р^б 弋 PogCy ОтР [РСР/(1 -Рв) - М '
(11.16) При отклонении вектора тяги маршевого двигателя величина взлетной дистанции в значительной степени зависит от приня-
той программы отклонения. Расчеты показали, что минимальная взлетная дистанция получается при следующей программе: самолет разбегается при ср = 0 до наивыгоднейшей скорости отрыва Уотр, зависящей от ^0 и Р самолета, затем вектор тяги поворачивается
обеспечивающийобеспечивающийopt КоТрРо」'opt КоТрРо」'на угол (popt = arccos [(一党)
обеспечивающий
обеспечивающий
opt КоТрРо」'
opt КоТрРо」'
набор высоты без траекторного ускорения. Типичная зависимость (qoTp/qo)opt от стартовой тяговооруженности Ро представлена на рис. 11.10.
厶 раз6 ~ -^~ c厶 раз6 ~ -^~ cVdVVdVР(Ю-А+ (/^Р(Ю-А+ (/^РоНРоН2Po2PoРоУ22р0РоУ22р0(11-17)(11-17)При таком способе взлета длина разбега определяется следующим уравнением:
厶 раз6 ~ -^~ c
厶 раз6 ~ -^~ c
VdV
VdV
Р(Ю-А+ (/^
Р(Ю-А+ (/^
РоН
РоН
2Po
2Po
РоУ22р0
РоУ22р0
(11-17)
(11-17)
Если принять ранее оговоренные допущения о характере изменения тяги двигателя по скорости, то получим следующие уравнения для, определения длины разбега:
厶Разб 二 p„g (/；：—%) 1П или приближенноЕразб ^厶Разб 二 p„g (/；：—%) 1П или приближенноЕразб ^]+(1 一 Рср $由 屮opt) (“@ 一 ％) (P ср — fl) су ОТр"о (1 — Pep sin tpopt)Pog@ OTP (Pep — /1)]+(1 一 Рср $由 屮opt) (“@ 一 ％) (P ср — fl) су ОТр"о (1 — Pep sin tpopt)Pog@ OTP (Pep — /1)(11.18)(11.19)(11.18)(11.19)
厶Разб 二 p„g (/；：—%) 1П или приближенно
Еразб ^
厶Разб 二 p„g (/；：—%) 1П или приближенно
Еразб ^
]+(1 一 Рср $由 屮opt) (“@ 一 ％) (P ср — fl) су ОТр
"о (1 — Pep sin tpopt)
Pog@ OTP (Pep — /1)
]+(1 一 Рср $由 屮opt) (“@ 一 ％) (P ср — fl) су ОТр
"о (1 — Pep sin tpopt)
Pog@ OTP (Pep — /1)
(11.18)
(11.19)
(11.18)
(11.19)
Длину набора заданной высоты препятствия "口口 можно определить, исходя из следующих соображений.
Набор высоты осуществляется за счет постоянного превышения подъемной силы У' = ^отр^отр^ + Рср sin ср над силой тяжести самолета %g：
АУ = У' — m§g = mog (%тр/% + 区р sin 屮-!)•
Зная избыточную силу AF и массу самолета, можно вычислить время набора заданной высоты %р, а затем, умножив его на CKQ« рость при отрыве, определить длину набора высоты, 294
Из уравнения
丝而
АУ
1 / 2moНир а длина набора получаем 褊6 = У ау ，d 从
LSa6 = ^отр^яаб =匕 тр
(gsp/w + Pcpsm 屮 一1)
2"пр
Подставив значение(popt и произведя
Ьйаб = 2
1 -
дотрНпр
Т
КотрР ср
преобразования, получим
==т. (11.20)
2
I +
0ОТР ]
^разб + ^яаб* На взлетной дистан-
Общая длина взлетной дистанции Ьвзл = рис. 11.11 представлен график зависимости ции от до для различных значений стартовой тяговооруженности. Расчет производился по приближенным формулам для случая & = 0,05, Лотр 工 4 при взлете в стандартных условиях до высоты препятствия ЛПр = 15. При построении графика не учитывались затраты на балансировку и потери при отклонении вектора тяги, поэтому полученные значения взлет-
4勿
400
80。 L^M
2勿L
q§阿X
0
Рис. 11.11.
Зависимость взлетной листании от основных параметров само-лета
Поляры, полученные на малых скоростях различных систем а—подъемной силы, использующих энергию двигателя для самолета четырехдвигательиой схемы, имеющего УПС на передней кромке крыла, с сц = =0,08:
/ — реактивный закрылок; 2 — эжекторный закрылок; 3 — внешний обдув поверх-ности крыла и закрылка сверху： 4 — отклонение вектора тяги двигателя;
5 — внешний обдув вакрылка снизу； 6 — двухщелевой необдуваемый закрылок; 7 —КПД =«100 %，餐=2; 8 — сх =Сх# + с勿俨％力)
Рис. 11.12.
увеличения
у•|甘V工Z99 2寸о1卜 hS§и需 眼5 § иdу•|甘V工Z99 2寸о1卜 hS§и需 眼5 § иdEf S 4 9Ef S 4 9
у
•|
甘V
工
Z
9
9 2
寸
о
1
卜 h
S
§
и
需 眼
5 § и
d
у
•|
甘V
工
Z
9
9 2
寸
о
1
卜 h
S
§
и
需 眼
5 § и
d
Ef S 4 9
Ef S 4 9
нои дистанции необходимо рассматривать как предельно дости- j жимые.
На рис. 11.12 представлены поляры, полученные в результате экспериментальных исследований различных систем увеличения подъемной силы, позволяющие судить об их сравнительной аэро-: динамической эффективности. Выбор приемлемой системы улучшения взлетно-посадочных характеристик для проектируемого СКВП определяется требованиями к самолету и может быть сделан лишь на основе комплексной оценки проекта.
И.З. САМОЛЕТЫ ВЕРТИКАЛЬНОГО ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ
L Анализ схем СВВП .
В настоящее время существует значительное количество лета- ‘ тельных аппаратов вертикального взлета и посадки (АВВП),； использующих различные способы создания подъемной и движущей сил. В табл. 11.1 представлена классификация АВВП, в основу которой положен способ создания подъемной силы на режимах горизонтального и вертикального полета, а также способ создания тяги. В зависимости от способа создания подъемной силы на режимах горизонтального полета АВВП подразделяются на четыре типа — вертолеты, винтокрылы, преобразуемые летательные аппараты и самолеты. Этот классификационный признак в значительной степени определяет величину максимального аэродинамического качества летательного аппарата. По способу создания движущей силы в горизонтальном полете можно выделить винтовые, комбинированные и реактивные АВВП. Этот признак позволяет определить примерные диапазоны максимальных скоростей полета различных АВВП. Существенное влияние на эксплуатационные, летные и экономические характеристики АВВП оказывают способы обеспечения подъемной силы на вертикальных режимах полета, основные из которых представлены на классификационной схеме. Эффективность различных способов создания подъемной силы, начиная от несущего винта до подъемных и подъемно-маршевых ТРД, отличающихся способом создания необходимого импульса mBVs для обеспечения вертикальной тяги, можно оценить с помощью следующих обобщенных параметров:
PB/N —— отношение вертикальной тяги на режиме висения к мощности, затрачиваемой на ее создание (для случая создания подъемной силы тягой ТРД (ТРДД) ^ соответствует кинетической энергии газовой струи);
PJF — удельная нагрузка на ометаемую винтом площадь или площадь струи реактивного двигателя на срезе сопла.
Зависимость P^N от PB/F для различных типов АВВП представлена на рис. 11.13, где нанесены точки, соответствующие некоторым существующим АВВП. Из рис. 11.13 видно, что при переходе от несущего винта к подъемному ТРДД А/% изменяется 296
g
Способы создания подъемной силы н тягн
Возможные схемы летательного аппарата
vmax- км/q
Kfnax
Тип ЛА
Горизонтальный полет
Подъемная тяга
Подъемная сила
Тяга
Крыло
Воздушный винт (винт в кольце)
Поворот двигательной установки
650 …750
10 ... 14
Самолет
Поворот крыла с двигательной установкой
Подъемные ТРД СТРДД)
Турбореактивный двигатель (ТРД, ТРДД)
Подъемные (подъемно-маршевые) вентиляторы
1 > М > 1
Эжекторные усилители тяги
Продолжение табл. 11.1
Продолжение табл. 11.1
Способы создания подъемной силы и тягн
Возможные схемы летательного аппарата
Утах，км/q
Кщах
Тип ЛА
Горизонтальный полет
Подъемная тяга
Подъемная сила
Тяга
Крыло
Турбореактивный двигатель (ТРД, ТРДД)
Подъемно-маршевый ТРД (ТРДД)
1 > М> 1
10 ... 14
Самолет
Подъемные ТРД (ТРДД)
Подъемные ТРД (ТРДД), поворот маршевого двигателя
Подъемные (подъемно-разгонные) ТРД (ТРДД), отклонение вектора тяги маршевого двигателя
PB!N, W
Рис. 11.13. Сравнительная эффективность различных способов создания вертикальной тяги
в отношении 100 : 1, a PplF — в отношении 1 : 1000. Это означает, что для получения тяги с единицы затраченной мощности вертолетный несущий винт является наилучшей системой. По этой причине вертолет не имеет конкурентов среди АВВП на режимах висения. Отметим также, что величина PJN обратно пропорциональна скорости струи. Так, для несущего винта эта скорость примерно равна 25 м/с, а для подъемного двигателя — 600 м/с. Скорость струи является важнейшим параметром, влияющим на шум, эрозию поверхности аэродрома и другие характеристики АВВП. Эффективность различных способов создания вертикальной тяги можно оценить с помощью коэффициента полезного действия т], который принят равным единице для идеального воздушного винта в кольцевом канале и т] = 0,707 ——для идеального свободного воздушного винта. Из рис. 11.13 видно, что т] винтовых систем, вентиляторных и двухконтурных ТРД имеют примерно равный КПД (т) — 0,450 ... 0,427).
Важнейшим параметром, характеризующим различные способы создания вертикальной тяги, является суммарная сила тяжести устройства, создающего тягу, и топлива, реализуемого за время f работы такого устройства на вертикальных режимах, отнесенные к Рв, т. е. *
= (U.21)
где Суд ——удельный секундный расход топлива.
Значения Gc. у. т для различных типов подъемных устройств представлены на рис. 11.14. По этому параметру ТРД, ТРДД и ТВА имеют преимущество перед ТВД и вертолетными силовыми 300 *
GС我I严］KнGС我I严］KнРис. 11.14, Зависимость Gc. у. т и относительного диаметра силовых установок от удельного расхода топлива и скорости струиРис. 11.14, Зависимость Gc. у. т и относительного диаметра силовых установок от удельного расхода топлива и скорости струи
GС我I严］Kн
GС我I严］Kн
Рис. 11.14, Зависимость Gc. у. т и относительного диаметра силовых установок от удельного расхода топлива и скорости струи
Рис. 11.14, Зависимость Gc. у. т и относительного диаметра силовых установок от удельного расхода топлива и скорости струи
установками. Однако при увеличении времени висения это преимущество уменьшается. На рис. 11.14 показан график изменения относительного диаметра подъемной системы D/PBt характеризующий ее габариты, а следовательно, в значительной степени аэродинамическое качество летательного аппарата в крейсерском полете. Наименьший относительный диаметр имеют подъемные ТРД (0,05 ... 0,07 м/кН). Для винтовых систем эта величина колеблется в диапазоне 0,10 ... 0,54 м/кН.
На основе приведенных данных можно произвести ориентировочную оценку различных способов создания вертикальной тяги в зависимости от условий эксплуа-
тации АВВП. Очевидно, что если летательный аппарат предназначается для выполнения операций, связанных с наличием длительных режимов висения, то преимущество будет на стороне вертолета. Однако большой удельный вес силовой установки вертолета, низкое аэродинамическое качество, резко уменьшающееся с ростом крейсерской скорости, существенно ограничивают области целесообразного применения
вертолетов по скорости и дальности полета.
Винтокрыл, обладая достоинствами вертолета на режимах висения, может иметь в 1,5 ... 2 раза большие скорость и дальность, однако сложность конструкции винтокрыла и низкая весовая отдача объясняют тот факт, что этот тип АВВП в настоящее время еще не вышел из стадии экспериментов. Самолеты вертикального взлета и посадки, в отличие от двух предыдущих типов АВВП, могут иметь скорость и дальность полета, свойственные обычным самолетам. Это и определяет перспективу их применения. Определенный интерес вызывают преобразуемые летательные аппараты, обладающие достоинствами вертолетов на режимах висения и самолетов — на режимах горизонтального полета, однако реализация этой концепции требует решения целого ряда сложных проблем.
В данной главе р ассматр иваются ^самолеты вертикального взлета и посадки (СВВП). При этом основное внимание уделено самолетам с силовыми установками на базе турбореактивных двигателей.
Отличительной особенностью СВВП является наличие двух систем, не свойственных обычному самолету. Это система созда-
ния подъемной силы и система обеспечения устойчивости и управляемости при нулевых и малых скоростях, когда обычные, аэродинамические способы создания подъемной и управляющих сил не эффективны.
Для осуществления вертикального взлета и посадки самолет должен обладать силовой установкой (СУ), обеспечивающей создание вертикальной составляющей тяги Рв, превышающей силу тяжести самолета “g. В зависимости от способа создания тяги Рв СВВП можно разделить на следующие основные группы: самолеты с единой СУ, самолеты с раздельной СУ, самолеты, с комбинированной СУ, самолеты с агрегатами усиления тяги (АУТ).
Самолеты с единой силовой установкой характеризуются тем, что необходимая для горизонтального полета, а также вертикальных и переходных режимов тяга создается с помощью одного или нескольких двигателей одного типа (ТВД, ТРД, ТРДД). Создание единым двигателем горизонтальной и вертикальной составляющих тяги может быть обеспечено либо поворотом самолета, либо поворотом двигательной установки относительно самолета, либо отклонением выхлопных струй двигателя. В первом случае вертикальные взлет и посадка осуществляются при вертикальном положении фюзеляжа, что требует решения ряда труднопреодоли- мых проблем.
Большое распространение получили схемы с поворотом двигательной установки (либо двигателя). По этой схеме построен ряд винтовых СВВП, у которых для создания вертикальной тяги применяется поворот винтов или всей двигательной установки, либо поворот крыла вместе с установленными на нем двигателями (рис. 11.15).
Для реактивных СВВП наиболее привлекательной оказалась схема с горизонтально установленными ТРД (ТРДД), снабженными устройствами для отклонения вектора тяги на 90° и более (рис. 11.16). Двигатели самолетов с единой силовой установкой относятся к классу подъемно-маршевых. В отличие от обычных двигателей они имеют устройства отклонения вектора тяги. У поворотных двигателей должна быть обеспечена работа при любом угле поворота.
У самолетов с раздельной силовой установкой вертикальная тяга создается с помощью специальных подъемных двигателей, устанавливаемых вертикально или с небольшим наклоном в фюзеляже, либо в гондолах двигателей на крыле. Горизонтальная тяга создается обычным способом с помощью маршевых двигателей (рис. 11.17).
В качестве подъемных используются малоресурсные ТРД и ТРДД сравнительно небольшой тяги, обладающие малым удельным весом и небольшими габаритами.
Описанным выше способом создания подъемной силы свойственны некоторые негативные особенности, обусловленные дополнительными затратами на обеспечение вертикального взлета и
-7
Реактивный СВВП с единой СУ: ；—переднее сопло; 2 — заднее сопло
Рис. 11.17. Реактивный СВВП с раздельной СУ：
/ — подъемные двигатели； 2 —— створки С направляющими жалюзи; S —— створки люков подъемных двигателей; 4 — воздуховод маршевого ТРД; 5 — маршевый ТРД; 6 — трубопровод струйного управления； 7 ——сопло струйного руля
посадки. Действительно, поскольку тяговооруженность, потребная из условий крейсерского полета, особенно для дозвуковых неманевренных самолетов, существенно меньше тяговооружен- ности, необходимой для обеспечения вертикального взлета и посадки, то в схемах с единой силовой установкой требуется специальная система мер, направленная на согласование характеристик СУ на вертикальных и горизонтальных режимах. Эти меры обычно включают применение сложной системы регулирования воздухозаборников, глубокое дросселирование либо отключение части подъемно-маршевых двигателей. Все эти мероприятия связаны с дополнительными объемами, увеличением массы СУ^и конструкции, а также потребного топлива.
На самолетах с раздельной силовой установкой вся необходимая для вертикального взлета и посадки тяга создается подъемными двигателями. А это означает, что, например, при потребной вертикальной тяговооруженности Р°в = 1,25 и удельном весе подъемной СУ г。= 0,1 тСлУвв 冬 12,5 %, т. е. более 12 % взлетной массы самолета на режимах горизонтального полета являются «мертвым» грузом. Если к этому добавить увеличение объемов самолета, связанное с установкой подъемных двигателей, то станет очевидной цена такого на первый взгляд естественного решения проблемы вертикального взлета и посадки.
Компромиссным решением является применение схем с комбинированной силовой установкой. У самолетов этой схемы для создания вертикальной тяги наряду с подъемными двигателями используются подъемно-маршевые (рис. 11.18). В свою очередь, подъемные двигатели в целях улучшения характеристик переходных режимов могут использоваться для создания части горизонтальной тяги. В этом случае они называются подъемноразгонными. Для создания горизонтальной тяги подъемно- 304
Рис. 11.18. Реактивный СВВП с комбинированной СУ (DO.31E) и схема его управления:
J — подъемные двигатели； 2 — подъемно - м аршевые двигатели; 3 — струйные рулипродольного управления
разгонными двигателями используются либо их установка на качающихся опорах, либо поворот сопла двигателя, что обеспечивает отклонение вектора тяги на 12 ... 15° от вертикали.
Разработка СВВП потребовала создания специальных подъемномаршевых и подъемных двигателей. Основные характеристики некоторых построенных и перспективных зарубежных двигателей для реактивных СВВП представлены^в табл. IV-2 (см. приложение).
Весьма перспективным направлением решения проблемы согласования характеристик СУ на вертикальных и горизонтальных режимах полета является применение схем реактивных СВВП с агрегатами усиления тяги (АУТ) маршевых двигателей. Такие агрегаты, обеспечивающие значительное увеличение тяги основного двигателя, выбранного в основном из условий крейсерского режима, позволяют обеспечить вертикальный взлет и посадку(при сравнительно небольшой установленной мощности СУ. В качестве АУТ могут применяться либо турбовентиляторные агрегаты, либо эжекторные усилители тяги. Силовые установки с АУТ могут быть выполнены на основе ТВД, ТРД, ТРД①，ТРДД и ТРДЬ[①.При этом каждый из двигателей может быть использован для привода одного или нескольких АУТ.
Рис. 11.19. Реактивный СВВП с подъемными вентиляторами:
/ — носовой вентилятор для балансировки самолета; 2 — маршевые ТРД; 3 ——подъемный вентилятор; 4 — трубопровод подвода газов к турбнне вентилятора
В силовых установках с турбовентиляторными агрегатами усиления тяги (ТВА) подъемный вентилятор может иметь либо механический привод с помощью вала привода вентилятора через редуктор от свободной турбины основного двигателя, либо газовый привод, либо трубопривод. В двух последних случаях включение и отключение ТВА осуществляется с помощью заслонки поворота газового потока на входе в выхлопное сопло двигателя. Заслонка направляет газ либо на турбину ТВА, расположенную по периферии подъемного вентилятора, либо на специальную турбину, осуществляющую привод вентилятора с помощью вала. При этом режим работы двигателя не изменяется. ТВА обеспечивают коэффициент увеличения тяги (отношения тяги вентилятора к тяге двигателей), теоретически равный трем. Достоинством силовых установок с ТВА является их сравнительно малая удельная масса 沁 у = 0,125 кг/даН), высокая экономичность [ст 比 0,4 кг/(даН X Хч) ] и, что не менее важно, сравнительно малые вертикальные скорости струй (匕 ^ 100 м/с). На рис. 11.19 показана схема экспериментального СВВП с тремя ТВА, два из которых, расположенные в крыле, служат для создания подъемной силы, а один носовой ——для управления по тангажу. Газовый привод вентиляторов осуществляется от двух ТРД, объединенных таким образом, что подъемная система может работать от одного двигателя. При этом вертикальная тяга уменьшается только на 40 %. На входе в вентилятор установлены жалюзи и спрямляющий аппарат, а на выходе ——спрямляющий аппарат и поворотные лопатки, позволяющие создавать момент для управления по крену и рысканию, а также изменять направление вектора тяги для улучшения характеристик переходного режима.
Значительный интерес представляют схемы самолетов с эжекторными усилителями тяги. Достоинства низконапорных эжекторов в качестве агрегатов усиления тяги основных двигателей 306
Рис. 11.20. СВВП с эжекторными усилителями тяги (ЭУТ):
а — ЗУТ、в фюзеляже; 6 — ЭУТ в крыле; /, //, /// — конфигурация горизонтального, переходного и вертикального режимов соответственно
объясняются тем, что они обеспечивают довольно значительный коэффициент усиления тяги. При этом эжекторы не имеют вращающихся элементов, они сравнительно просты по конструкции. Низкая скорость и температура струи, истекающей из эжектора, сни- жают эффекты эрозии и уровень шума, создаваемого на местности. Вместе с тем при проектировании СВВП с эжекторными усилите- /ями тяги возникают проблемы компоновки, обусловленные большими потребными габаритами установки для обеспечения оптимальных соотношений площадей входа и выхода и необходимой длины камеры смешения.
Эжекторные усилители тяги могут размещаться либо в фюзеляже, либо в крыле (рис. 11.20). Схема классического
Рис. 11.21. Схема классического эжектораРис. 11.21. Схема классического эжектораэжекторов: данныеэжекторов: данныеРис. 11.22. Коэффициенты усиления тягн авиационных
Рис. 11.21. Схема классического эжектора
Рис. 11.21. Схема классического эжектора
эжекторов: данные
эжекторов: данные
—.—«— теоретические данные; О 一 экспериментальные
эжектора представлена на рис. 11.21. Коэффициент усиления тяги
где с = FJFz； f = 尸J(尸工 + 尸2)； Fi ——площадь сопла эжектирую- щего газа; Г2 — площадь сопла эжектируемого газа; 吊一площадь выходного сечения диффузора;几一коэффициент эжекции.
Величина коэффициента эжекции при одинаковой плотности смешиваемых газов может быть определена по следующей приближенной формуле:
“ f(l + l/c)M2c+d(*-1)-(1+产)
Различие в плотностях учитывается следующим образом:
п = ПоКрг7р1>
где pi и р2 — плотности эжектирующего и эжектируемого газов соответственно.
Анализ приведенных формул показывает, что для эжекторной установки без диффузора при условии отсутствия потерь и при полном смещении газовых потоков Фгаах = 2. Однако получить на практике такие величины коэффициента усиления тяги эжекторной установки пока не удается. Для повышения эффективности эжектора в условиях ограниченной длины камеры смещения применяются сопла с принудительным смещением. С этой целью можно использовать разделение основной струи на ряд мелких струек, как это показано на рис. 11.20, а. Этой же цели можно добиться приданием основному потоку, истекающему из сопла, нормальных к плоскости щели составляющих, способствующих турбулизации потока. Реальные значения коэффициента усиления тяги эжектора зависят также от различного рода потерь в трактах подвода воздуха к соплам эжектора и потерь в диффузоре вследствие отрыва потока. Достигнутые значения Ф для некоторых исследованных эжекторов представлены на рис. 11.22.
Системы управления СВВП
Для обеспечения управления и стабилизации на вертикальных и переходных режимах СВВП должен иметь специальную ^систему реактивного управления, управляющие усилия в которой создаются с помощью энергии силовой установки. Способы получения управляющих усилий зависят от типа, числа, расположения двигателей и движителей на самолете, то есть от его компоновочной схемы. Схематично эти способы можно разделить на три группы, представленные на рис. 11.23.
К первой группе (см. рис. 11.23, а) относятся способы обеспечения управляющих усилий с помощью системы струйных рулей, представляющих собой либо реактивные сопла, либо управляющие вентиляторы, расположенные на концах крыла и фюзеляжа. Воздух или газ для струйных рулей может отбираться от компрессора или за турбиной подъемных,^подъемно-маршевых или маршевых двигателей, либо от специальных газогенераторов. Стабилизирующие и управляющие моменты создаются путем дифференциального изменения площадей сечений реактивных сопл (или перестановкой лопаток вентилятора) и соответствующего изменения расхода рабочего тела. Такие способы применимы для самолетов, у которых двигатели или группы двигателей расположены в районе центр а масс самолета. Типичная схема системы управления таких самолетов представлена на рис. 11.24. Для управления по курсу, тангажу и крену на концах крыла и фюзеляжа установлено пять управляющих сопл, работающих на воздухе, отбираемом от компрессора подъемно-маршевого двигателя. Сопла закреплены неподвижно, а регулирование расхода воздуха через каждое сопло и, следовательно, создаваемых ими тяг и моментов о существл яется с помощью подвижных створок, перекрывающих выхлопное отверстие. Крыльевые сопла используются для управления по крену, носовое и хвостовое для управления по тангажу. Управление по курсу осуществляется с помощью пятого сопла, установленного в хвостовой части фюзеляжа.
Вторая группа способов применяется в случае эксцентричного расположения двигателей (см. рис. 11.23, 6). В этом случае для
Рис. 11.23. Способы реактивного управления СВВП: / = струйный руль; 2 — подъемный двигатель
Рис. 11.24. Схема системы реактивного управления самолета «Хариер»: а — схема расположения управляющих сопл (УС) и подвода к ним воздуха; б — система управления рулями н соплами; 2, 3 — переднее и заднее сопла управления по тангажу; 2t 5 — сопло управления по креиу; 4 — сопло управления по курсу; 6 — главный клапанРис. 11.24. Схема системы реактивного управления самолета «Хариер»: а — схема расположения управляющих сопл (УС) и подвода к ним воздуха; б — система управления рулями н соплами; 2, 3 — переднее и заднее сопла управления по тангажу; 2t 5 — сопло управления по креиу; 4 — сопло управления по курсу; 6 — главный клапануправления относительно продольной и поперечной осей может быть использовано дифференциальное изменение тяги подъемных двигателей (модуляция тяги), а для управления относительно вертикальной оси ——отклонения вектора тяги.
Рис. 11.24. Схема системы реактивного управления самолета «Хариер»: а — схема расположения управляющих сопл (УС) и подвода к ним воздуха; б — система управления рулями н соплами; 2, 3 — переднее и заднее сопла управления по тангажу; 2t 5 — сопло управления по креиу; 4 — сопло управления по курсу; 6 — главный клапан
Рис. 11.24. Схема системы реактивного управления самолета «Хариер»: а — схема расположения управляющих сопл (УС) и подвода к ним воздуха; б — система управления рулями н соплами; 2, 3 — переднее и заднее сопла управления по тангажу; 2t 5 — сопло управления по креиу; 4 — сопло управления по курсу; 6 — главный клапан
Если двигатели расположены на одной и§ главных осей самолета, но имеют большое плечо относительно его центра масс (см. рис. 11.23,8), используется третья группа способов, представляющая собой комбинацию двух предыдущих. Пример такой комбинированной системы управления представлен на рис. 11.18. Поперечное управление самолета осуществляется с помощью модуляции тяги подъемных двигателей. Для продольного управления используются струйные рули, расположенные в хвостовой части фюзеляжа. Их привод осуществляется с помощью воздуха, отбираемого от подъемно-маршевых двигателей. Путевое управление осуществляется отклонением вектора тяги подъемных двигателей с помощью специальных насадков. Для повышения безопасности на самолете применена автоматическая система управления, включающая автостабил из атор, вычислитель сил и моментов, групповые компенсаторы тяги, систему переключения и приводы.
£х)рад/сг
Рис. 11.25 Потребные угловые ускорения относительно оси X: —размах крыла / = 5м; 2 — / = 10 м; 3 — / ==20м;4 — / = 40 м
При проектировании СВВП важнейшей задачей является выбор такой системы управления, которая бы обеспечивала необходимую управляемость при минимальной собственной массе и минимальных затратах мощности силовой установки. При отборе воздуха от двигателей на управление (6 ... 13 % от общего его расхода через двигатель) падает тяга и увеличивается расход топлива. Применение для управления модуляции тяги или отклонения вектора тяги также связано с неизбежными потерями.
Рассмотрим основные пути снижения затрат на управление.
Мощность системы управления определяется величиной сил и моментов, потребных для обеспечения необходимых линейных и угловых ускорений, а также потребной степенью одновременности воздействия максимальных управляющих моментов по трем каналам управления. Потребные угловые ускорения &*, е^ и е2 зависят от типа самолета и его взлетной массы. Для их определения на предварительном этапе проектирования можно воспользоваться графиками на рис. 11.25 ... 11.27. Потребный управляющий момент относительно одной из осей определяется произведением момента инерции на угловое ускорение относительно рассматриваемой оси, т. е. Муцр = /е. Тогда потребная величина тяги струйных рулей определяется по формуле
戶 упр — 1&%(11.24)
где £р — плечо струйного руля.
В общем случае реактивная тяга струйного руля определяется выражением
^упр = ^BVs<p + Fo (р0 - рн),(11.25)
где /Пв — секундная масса воздуха, вытекающего через сопло; Vs —— скорость истечения струи; <р —— коэффициент, учитывающий изменение скорости при реальном истечении по сравнению с адиа-
311
田川夕/С2
Рис. 11.26. Потребные угловые ускорения относительно оси Z:
/ — длина фюзеляжа La = 5 м; 2 — La = 10 м; 3 — L^ = 20 м; 4 —乙由=40 м
батическим; Fc — площадь поперечного сечения на срезе сопла; Рс, Рн — полное давление на срезе сопла и атмосферное давление соответственно.
Следовательно, для уменьшения количества отбираемого от двигателя воздуха необходимо наряду с рациональным выбором параметров сопла стремиться максимально увеличить плечи струйных рулей и добиваться снижения моментов инерции самолета путем размещения наиболее тяжелых грузов в районе центра масс самолета.
Величину потерь тяги при отборе воздуха от двигателя можно примерно оценить по формуле (11.9).
/ — / = 5 м, Е@ — Юм; 2 — / = 10 м. La = 20 м; 3 — / = 20 м, L® — 30 м; 4 — / = 30 м, = 40 м
Выбор Схемы й Определение основныхпараметров СВВП
При проектировании СВВП необходимо учитывать ряд специфических особенностей таких самолетов, вытекающих из следующих предпосылок.
Создание подъемной силы, а также обеспечение работы системы управления на вертикальных и переходных режимах требуют определенных затрат мощности силовой установки и, следовательно, связаны с увеличением массы конструкции, силовой установки и топлива. Для размещения подъемных агрегатов на самолете необходимы дополнительные объемы, что может привести к ухудшению аэродинамических характеристик самолета. Кроме того, специфика взлета и посадки изменяет функции некоторых агрегатов СВВП. Например, к крылу не предъявляется требование создания большой подъемной силы на- малых скоростях. Изменяются требования, предъявляемые к шасси СВВП. Все это сказывается на выборе таких важнейших параметров самолета, как удельная нагрузка на крыло и его стартовая тяговооружен- ность.
При выборе схемы СВВП необходимо также учитывать ряд специфических проблем, возникших в связи с разработкой СВВП. Это прежде всего проблема эрозии поверхности аэродрома. При вертикальном взлете и посадке выхлопные струи двигателей, обладающие большой скоростью и температурой, разрушают поверхность аэродрома. Степень разрушения зависит от вида покрытия аэродрома, параметров струи, определяемых типом двигателя, и времени воздействия струи. Влияние перечисленных факторов поясняется рис. 11.28. Графики справедливы при кратковременном (несколько секунд) воздействии одиночной струи. Для уменьшения эрозии необходимо выбирать двигатели с возможно меньшей скоростью и температурой струи, увеличивать расстояние между срезом сопла и поверхностью аэродрома, а также максимально сокращать время воздействия струи на ВПП.
Рис. 11.28. Области возможного использования двигателей в зависимости от типа покрытия ВПП:
а — давление струи; б — температура струн
PN06120PN06120ЪолеВой порозЪолеВой порозДеловой ройонДеловой ройонЖилой ройонЖилой ройонТРДД , тРД Воздушный 8инт /77=6т=1250 500ТРДД , тРД Воздушный 8инт /77=6т=1250 500WWW2 3WWW2 3
PN06
120
PN06
120
ЪолеВой пороз
ЪолеВой пороз
Деловой ройон
Деловой ройон
Жилой ройон
Жилой ройон
ТРДД , тРД Воздушный 8инт /77=6т=1
250 500
ТРДД , тРД Воздушный 8инт /77=6т=1
250 500
WWW
2 3
WWW
2 3
2 / Ю3 7a %初％£
Рис. 11.29. Уровень шума, создаваемый различными двигателями: , m — степень двухкоитурности
Второй путь борьбы с эрозией — повышение прочности грунта с помощью различных покрытий, а также применение специальных решеток, позволяющих отвести струю в стороны.
Для самолетов вертикального взлета и посадки, обладающих большой мощностью двигателей, особенно остро стоит проблема достижения приемлемого уровня шума. На рис. 11.29 представлены типичные значения общего уровня шума, складывающегося из шума струи, компрессора и турбины, для турбореактивных двигателей с различной степенью двухкоитурности (различной нагрузкой на площадь сечения струи 户J尸)при одинаковой тяге 30 000 даН. Для сравнения показан уровень шума, создаваемого винтами. Из графиков следует, что уровень шума падает по мере уменьшения нагрузки на площадь струи. Это обстоятельство может оказаться решающим при выборе типа двигателя для СВВП. Проблема облегчается тем, что крутизна траектории взлета и посадки СВВП позволяет ограничить зону с повышенным уровнем шума, а также возможностью захода на аэродром практически с любого направления.
При проектировании СВВП необходимо учесть влияние струй от подъемных двигателей н а самолет. Истекающие из двигателей струи увлекают окружающий воздух, вследствие чего образуются воздушные потоки, которые, обтекая самолет, порождают вторичные аэродинамические силы и моменты. Знак вторичной аэродинамической силы зависит от количества струй, их расположения на самолете и расстояния среза сопла от поверхности земли. Характер изменения этой силы, 314
Рис. 11.30. Влияние компоновки двигателей на характер вторичных аэродинамических сил и моментов
отнесенной к тяге подъемных двигателей, представлен на рис. 11.30 для трех вариантов компоновок подъемных двигателей в зависимости от hll высоты среза сопла над землей, отнесенной к размаху крыла. Из рис. 11.30 видно, что при групповом расположении двигателей в середине крыла образуется вторичная аэродинамическая сила, прижимающая самолет к поверхности земли. Если двигатели разнесены по контуру крыла в плане, можно добиться получения положительной подъемной силы. Это объясняется эффектом «фонтана», возникающим при взаимодействии нескольких струй.
Вторичные воздушные потоки, индуцируемые струями двига- телей, оказывают существенное влияние и на моментные характеристики самолета. В частности, на рис. 11.30 показан характер изменения относительного продольного момента для рассматриваемых конфигураций самолетов. Вторичные аэродинамические снлн и моменты возникают и на переходном режиме полета. Величина потерь тяги от действия этих сил зависит от компоновки самолета? в частности от расположения источников тяги,
мические силымические силыи моменты вблизии моменты вблизиРис. 11.31. Влияние размещения двигателей на вторичные аэродина-Рис. 11.31. Влияние размещения двигателей на вторичные аэродина-земной поверхностиземной поверхностии от параметра струи 屮 吁］/W'（U・26） где pa,, К» — плотность воздуха и скорость в свободном потоке; рс. Ус — плотность и скорость струи. Типичная зависимость потерь тяговой подъемной силы от параметра |л для различных компоновок представлена на рис. 11.31. При неблагоприятной компо-
мические силы
мические силы
и моменты вблизи
и моменты вблизи
Рис. 11.31. Влияние размещения двигателей на вторичные аэродина-
Рис. 11.31. Влияние размещения двигателей на вторичные аэродина-
земной поверхности
земной поверхности
новке потери подъемной силы могут быть весьма существенными.
Струи от двигателей, переме
шиваясь с окружающим воздухом, нагревают его, в результате чего температура на входе в двигатель увеличивается и тяга двигателя падает. Это явление называется рециркуляцией. Величина потерь тяги вследствие рециркуляции зависит от размещения двигателей на самолете. Ее можно существенно уменьшить, применяя различные перегородки, препятствующие попаданию горячих газов на вход двигателей. Кроме того, для уменьшения рециркуляции можно отклонить струю на 10 ... 15° от вертикали, что скажется благоприятно и на величине эрозии аэродрома. Следует отметить, что строгая количественная оценка перечисленных выше факторов возможна лишь на основе физического моделирования.
Схему СВВП в значительной степени определяет тип е и - л о в о й установки, выбор которой является центральной задачей проектирования.
Применение специальных малогабаритных подъемных двигателей у самолетов с раздельной и комбинированной СУ приводит к усложнению СУ, а также увеличению объемов, потребных для ее размещения. Вместе с тем наличие большого числа двигателей позволяет повысить безопасность в случае отказов двигателей при взлете и посадке, что особенно важно для пассажирских и транспортных самолетов. Достоинством единой СУ является ее компактность, сравнительная простота. Кроме того, возможность гибкого изменения направлений вектора тяги позволяет при выбранной стартовой тяговооруженности осуществить переходный режим за кратчайшее время.
Сравнение характеристик переходного режима самолетов с единой и комбинированной СУ для различных типов двигателей представлено на рис. 11.32. Видно, что единая силовая установка имеет преимущество перед комбинированной. Из графика также
следует, что с увеличением степени двухконтурности т расстоя-
ние, пролетаемое самолетом до достижения эволютивной скорости £пер, существенно возр астает, особенно для самолетов с комбинированной СУ. Плохими характеристиками переходных режимов обладают самолеты с раздельной силовой установкой.
Поскольку у СВВП векторы скоростей воздушного потока на входе в двигатель и газового потока на выходе из сопла существенно не параллельны, то разность количества движения вытекающей и входящей масс газа и воздуха (эффективную тягу) необходимо вычислить в векторной форме (рис. 11.33). Вектор входного импульса (к = GBV, а вектор выходного импульса (при условии полного расширения)厶垃区=GrVs. Тогда вектор тяги определяется выражением Р = (/вых —厶区)，а вертикальная и горизонтальная тяги могут быть вычислены по следующим формулам:
Ра = GrVs sin ф； (11.27)
戶「= GrVs cos 屮—q 匕戶「= GrVs cos 屮—q 匕(11.28)(11.28)
戶「= GrVs cos 屮—q 匕
戶「= GrVs cos 屮—q 匕
(11.28)
(11.28)
тц. н + тснтц. н + тсн电 и %.у определяются так же,电 и %.у определяются так же,Рис. 11.32, Влияние типа СУ и стартовой тяговооруженности на характеристики переходного режима:/ — единая силовая установка; 2 — комбинированная силовая установкаРис. 11.32, Влияние типа СУ и стартовой тяговооруженности на характеристики переходного режима:/ — единая силовая установка; 2 — комбинированная силовая установка
тц. н + тсн
тц. н + тсн
电 и %.у определяются так же,
电 и %.у определяются так же,
Рис. 11.32, Влияние типа СУ и стартовой тяговооруженности на характеристики переходного режима:
/ — единая силовая установка; 2 — комбинированная силовая установка
Рис. 11.32, Влияние типа СУ и стартовой тяговооруженности на характеристики переходного режима:
/ — единая силовая установка; 2 — комбинированная силовая установка
где Gr, GB — секундный расход газа и воздуха соответственно; Vs — скорость истечения струи; V — скорость набегающего по
тока; ф —— угол отклонения струи.
Отметим также, что применение в качестве подъемных двигателей ТРДД вместо ТРД, а тем более агрегатов усиления тяги
позволяет снизить скорость и температуру струи, а также нагрузку на площадь сечения струи, что благоприятно сказывается на величине шума и степени эрозии ВПП. Однако при этом увеличиваются потребные размеры для размещения подъемных агрега-
тов, а также импульсные потери.
Взлетную массу СВВП в первом приближении определяем, как
н в Общем случае, и。формуле/п产】—侬_% 丫_侬~_网， как для обычного самолета. Од
нако при этом необходимо учитывать некоторое увеличение массы оборудования СВВП (на 10 ... 15 %) вследствие установки приборов и автома-
Рис. 11.33. График определения тяги силовой установки СВВП
тики для управления и балансировки самолета на вертикальных и переходных режимах, а также возможные изменения массы конструкции, например за счет разгрузки крыла гондолами подъемных двигателей.
Определение массы силовой установки СВВП рассмотрим для общего случая самолета с комбинированной СУ:
加с・ у н 尸Ог^Ог + 尸Ов'ов， (1 1.29)
Здесь 尸ог， Ров — стартовая тяговооруженность по подъемномаршевым и подъемным двигателям соответственно; гог, гов — стартовый удельный вес подъемно-маршевой и подъемной силовой установки (% = Gc. У/Ро = ^УТДВ)-
Для определения гОв и гОг можно принять следующие значения удельного веса удв различных двигателей, достигнутые на современном уровне развития двигателестроения (см. табл. IV-2 приложения):
Подъемные ТРД . . 0,05...0,07
Подъемные ТРДД 0,05...0,08
Маршевые ТРД 0,15...0,22
Маршевые и подъемно-маршевые ТРДД 0,18 ...0,25
Турбовентиляторные агрегаты0,08 ...0,12
Величину коэффициента %, учитывающего затраты массы на установку двигателей, можно принимать в следующих пределах:
Подъемные двигатели 1,6...1,8
Маршевые двигатели 1,3...1,5
ТВА 1,4...1,6
Возможно более корректное определение стартовой тяговоору- женности PQ — особенно важная задача при проектировании СВВП, поскольку занижение 尸。может привести к тому, что самолет не сможет взлететь вертикально, т. е. не будет отвечать своему назначению. Завышение же 尸о ведет к перетяжелению самолета. При этом цена ошибки здесь весьма существенна, поскольку относительная масса СУ СВВП, как правило, вдвое больше, чем у обычного самолета.
Обеспечение безопасности на вертикальных режимах при отказе двигателей диктует особенно жесткие требования к СУ. Вместе с этим силовая установка СВВП должна обладать необходимым запасом тяги для осуществления переходных режимов с учетом ограничений, накладываемых на траекторию взлета и посадки. Эти ограничения могут быть продиктованы характеристиками аэродрома, допустимым уровнем шума в зоне аэродрома, величиной перегрузки и т. д. При этом должны быть учтены импульсные потери тяги, потери на поворот вектора тяги, а также потери на преодоление вторичных аэродинамических сил и моментов, возникающих при взаимодействии струй от двигателя с набегающим потоком. Некоторые из перечисленных факторов и их влияние на величину стартовой тяговооруженности схематично 318
Рис. 11.34. Влияние различных факторов на величину стартовой тяговооруженности СВВП:АН — высота аэродрома над уровнем моря; / — ДР = 10...12 % — ускорение, стабилизация, рециркуляция, влияние экрана; 2 — ДР — 2,5...7,5 % — потери иа входе; 3 — нормальный день; 4 — жаркий день (4-30 ℃)Рис. 11.34. Влияние различных факторов на величину стартовой тяговооруженности СВВП:АН — высота аэродрома над уровнем моря; / — ДР = 10...12 % — ускорение, стабилизация, рециркуляция, влияние экрана; 2 — ДР — 2,5...7,5 % — потери иа входе; 3 — нормальный день; 4 — жаркий день (4-30 ℃)представлены на рис. 11.34. Стартовая тяговооруженность СВВП в значительной мере зависит также от назначения самолета и его компоновки, в частности от типа и числа двигателей (вентиляторов) и их размещения на самолете.
Рис. 11.34. Влияние различных факторов на величину стартовой тяговооруженности СВВП:
АН — высота аэродрома над уровнем моря; / — ДР = 10...12 % — ускорение, стабилизация, рециркуляция, влияние экрана; 2 — ДР — 2,5...7,5 % — потери иа входе; 3 — нормальный день; 4 — жаркий день (4-30 ℃)
Рис. 11.34. Влияние различных факторов на величину стартовой тяговооруженности СВВП:
АН — высота аэродрома над уровнем моря; / — ДР = 10...12 % — ускорение, стабилизация, рециркуляция, влияние экрана; 2 — ДР — 2,5...7,5 % — потери иа входе; 3 — нормальный день; 4 — жаркий день (4-30 ℃)
Из сказанного следует, что стартов ая тяговооруженность СВВП — функция большого числа переменных, зависящих от выбранных исходных условий. Расчетное значение PQ определяется потребной тягой, обеспечивающей наиболее тяжелые условия взлета и посадки с учетом отказа двигателей.
Поскольку требование безопасности является основным при проектировании любого самолета, вначале определяется потребная величина Ро из условия отказа двигателей при вертикальном взлете.
Это условие выполняется, если при отказе двигателей тяга рабо
тающих позволяет совершить безопасную посадку, т. е. самолет в этом случае располагает вертикальной составляющей тяги, уравновешивающей силу тяжести самолета, и удовлетворяет требованиям управляемости и устойчивости.
Затем, проведя расчет переходных режимов, необходимо выявить потребный минимум 尸о, удовлетворяющий требованиям переходных режимов. За искомую величину 尸о принимается большая из двух рассмотренных.
Определим 尸о для комбинированной СУ, состоящей из подъемно-маршевых (ПМД) и подъемных двигателей (ПД).
Если 尸; 一 номинальная тяга одного ПМД, то его эффективная тяга, используемая для создания подъемной силы, равна 尸三=
尸:々ф居气пре.
Здесь йф ^ 1 — коэффициент форсирования тяги;々；« 1 — коэффициент, учитывающий отличие условий на входе двигателя от стандартных; йуПр « 1 — коэффициент затрат тяги на управление; g — коэффициент потерь при отклонении вектора тяги.
Аналогично для ПД можно записать
*明居*.
Если на самолете установлено пг ПМД и пв ПД, то их суммарная стартовая тяга будет равна Ро =孔「尸；+ пъР1, а стартовая тяго- вооруженность самолета
Р° =—厢=尸。「+ Ав，
Здесь 戶о? — стартовая тяговооруженность по ПМД; РОв ——стартовая тяговооруженность по ПД.
В случае отказа или отключения ir и /в двигателей эффективная вертикальная тяговооруженность будет равна
Ро =区隅Е安卢+ рол四計•(11.30)
Здесь 々п —々ф^а*уир・
Для предварительных расчетов величину коэффициентов 々ф и 々уцр можно принимать в следующих пределах:々ф = 1,07 ... 1,1; 々у吵=0,95 ... 1,0. Коэффициент 々а рассчитывают обычным способом.
Величина Pq может быть определена, исходя из следующих соображений. Если из условий безопасности требуется, чтобы ，самолет в аварийной ситуации мог висеть, то Р^ — 1- Если при этом допускается спуск с некоторой скоростью, то Ро = 0,95 ... ...0,98.
(11.31)(11.31)Величина РОг может быть определена обычным способом, например, из условия обеспечения заданных характеристик на крейсерском режиме
(11.31)
(11.31)
L。Г一 Kf (匕 Я) J
где /п —加ср/加о ——коэффициент, учитывающий изменение взлетной массы самолета к началу крейсерского полета; К —— аэродинамическое качество на крейсерском режиме; / (У, Н)——функция, характеризующая изменение тяги двигателя по скорости и высоте.
Величина РОг может быть определена и из других соображений, в частности из условия обеспечения оптимального соотношения между долями вертикальной тяги, создаваемой подъемными и подъемно-маршевыми двигателями.
Решив уравнение (11.30) относительно Ров, получим
吼=廃-Аг%,仕二 ％)网 _а. (Ц.32) 0В 匕 nB —1в I /
Полагая, что вероятность отказа подъемных двигателей больше, так как таких двигателей на самолете обычно больше, в дальнейшем можно ограничиться случаем, когда /г = 0; тогда
万—А 一 P()r'ng 孔В /1 1 QQ\
вооруженности СВВП с комвооруженности СВВП с комбинированной СУ от числа и расположения подъемных двигателей:「О? — 1，°； ^ог = °，37,内二=1,1; 确—°，9；占—0,97бинированной СУ от числа и расположения подъемных двигателей:「О? — 1，°； ^ог = °，37,内二=1,1; 确—°，9；占—0,97
вооруженности СВВП с ком
вооруженности СВВП с ком
бинированной СУ от числа и расположения подъемных двигателей:
「О? — 1，°； ^ог = °，37,内二=1,1; 确—°，9；占—0,97
бинированной СУ от числа и расположения подъемных двигателей:
「О? — 1，°； ^ог = °，37,内二=1,1; 确—°，9；占—0,97
Приведенные уравнения позволяют определить стартовую тягово- оруженность СВВП в зависимости от типа и числа источников тяги, их компоновки на самолете, способа управления на вертикальных режимах, уровня требований безопасности. На рис. 11.35 представлены типичные зависимости РОв от пв, рассчитанные по формуле (11.33). Графики построены для случая взлета при рн = 730 мм рт. ст. я 打=30 ℃ при различных значениях коэффициентов. При этом было принято, что РОг = 0,37, а 届=1,0・ Поскольку по теории вероятностей одновременный отказ двух двигателей при и < 50 не происходит, расчетным является случай, когда % = L Однако при некоторых компоновках СУ для парирования несбалансированного момента при отказе
одного двигателя приходится отключать симметрично расположенный двигатель, тогда /в = 2.
Графики показывают, что величина стартовой тяговооружен- ности СВВП изменяется в довольно широком диапазоне. Рациональным выбором типа и числа источников тяги, их размерности и компоновки на самолете можно существенно снизить Ро без ущерба для безопасности полета на вертикальных режимах.
Рассматривая раздельную и единую СУ как частный случай комбинированной, можно, используя уравнение (11.32) для раздельной СУ, записать:
(П-34) k
Тяговооруженность по маршевым двигателям определяется, как и в первом случае.
Для единой СУ
(1L35)
Для самолетов с агрегатами усиления тяги
戸。(U•36)
где Ф —— коэффициент усиления тяги.
11 С. М. Егер и др.
Если потребная стартовая тяговооруженность определена из [ каких-либо других соображений, например из условия разгона 《 на переходном режиме, то приведенные выше формулы могут быть 4 использованы для определения потребного числа двигателей из : условия обеспечения безопасности. Для этого достаточно решить ：? уравнения (11.32) ... (11.35) относительно 孔「 или пв.:
Относительную массу топлива следует определять как сумму относительных масс топлива для вертикального взлета и посадки и горизонтального полета:
т^ =‘/йт. в + ^Т. L
При этом для комбинированной СУ•
^Т. В = (Орог尸Or + 5)вРов) '，(11.37)
где Срог， Сров — стартовые удельные расходы топлива ПМД и ПД соответственно (см. табл. IV-2 приложения); f ——суммарное время, затрачиваемое на взлетно-посадочный и переходный ' режим (f = 1,5 ... 3,0 мин).:
• Для раздельной СУ
^Т. В = ^РОВ^ОВ^*(11.38)
Для единой СУ；
^т. в = СроР# •(11.39)
Относительную массу топлива /йТвГ определяют как для обыч-: кого самолета с заданной дальностью или продолжительностью g полета.；
Особенность выбора удельной нагрузки на крыло СВВП заключается в том, что при этом не учитываются некоторые ограничения, существенные при проектировании обычных самолетов аналогичного назначения./
Так, величина удельной нагрузки на крыло р0 транспортного , СВВП должна удовлетворять следующим требованиям:'
обеспечение заданной скорости крейсерского полета на за-； данной высоте;j
обеспечение заданной минимальной скорости завершения j переходного режима 几 при ограниченном значении су доп. ；
Исходя из первого требования удельная нагрузка может быть : определена по формуле
Ро = 3960МкрДкр J/^- j •(11.40)
Удельная нагрузка на крыло, удовлетворяющая второму требованию, может быть вычислена по формулеj
р0 ~ ^t^pH^y доп^п*(11.41)&
322:
Для предварительных расчетов можно принимать Уп = 50 ... ...60 м/с для дозвуковых неманевренных самолетов; Vn = 65 ... ...70 м/с для сверхзвуковых самолетов; с^доп = (0,75 ... 0,85)х X Cg max*
При проектировании самолетов с вентиляторами в крыле выбор удельной нагрузки на крыло следует осуществлять с учетом обеспечения площади крыла, необходимой для размещения в нем вентиляторов заданного диаметра.
Таковы основные особенности проектирования самолетов короткого и вертикального взлета и посадки. Оптимизация параметров этих самолетов должна производиться на основе критериев оптимальности, включающих в себя факторы, учитывающие особенности их взлета и посадки. К числу этих факторов необходимо отнести стоимость аэродромов и их расстояние от центра города, регулярность воздушных сообщений, безопасность.
Заключительные замечания. 1. Вертикальные взлет и посадка самолета не являются самоцелью, а поскольку укороченные взлет и посадка СВВП позволяют существенно увеличить дальность полета и величину полезной нагрузки, то концепция СВВП/СКВП в ряде случаев оказывается предпочтительной. Однако при проектировании СВВП/СКВП необходимо учитывать, что обеспечение укороченного взлета и посадки диктует повышенные требования к шасси, требует увеличения площади крыла, а также необходимых объемов для размещения дополнительного топлива и полезной нагрузки. Все это ведет к увеличению взлетной массы самолета.
Большая мощность силовой установки СВВП может и должна быть использована не только для улучшения взлетно-посадочных характеристик самолета. Управление вектором тяги в полете, применение системы струйных рулей открывают широкие возможности для улучшения маневренных характеристик самолета.
Из-за сложности конструкции СВВП, вызванной наличием дополнительных систем, вероятности отказов, ведущих к аварийным ситуациям, у СВВП выше, чем у обычного самолета. Однако, поскольку для СВВП снижаются требования к некоторым параметрам, выдерживаемым пилотом при взлете и посадке, а также к погодным условиям, допускающим их осуществление, применение СВВП должно привести к повышению безопасности при взлете и посадке ——на участках траектории, на которых вероятность летных происшествий наиболее высока. Эти соображения позволяют надеяться, что использование СВВП не приведет к снижению уровня безопасности воздушных перевозок.
Учет перечисленных выше факторов позволяет определить рациональные параметры и области применения СКВП и СВВП различных схем, а также оценить их конкурентоспособность в областях, где возможно применение различных типов самолетов.
Глава 12
ОСОБЕННОСТИ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ВОЗДУШНО-КОСМИЧЕСКИХ И ГИПЕРЗВУКОВЫХ САМОЛЕТОВ
ЗАДАЧИ, РЕШАЕМЫЕ ВОЗДУШНО-КОСМИЧЕСКИМИИ ГИПЕРЗВУКОВЫМИ САМОЛЕТАМИ
Увеличение интенсивности космических полетов остро ставит вопрос стоимости доставки в космос полезного груза, что приводит к поиску принципиально новых систем, которые позволили бы получить экономически приемлемое решение данного вопроса. Одной из таких систем является многоразовый воздушно-космический аппарат (МВКА), а главным звеном системы (орбитальной и возвращаемой ступенью) служит воздушно-космический самолет (ВКС). Стоимость доставки 1 кг полезной нагрузки на геоцентрическую орбиту (" = 185 км), выводимой с помощью ВКС, понизится в 10 ... 12 раз по сравнению с современными ракетными системами. На первой стадии развития системы ВКС выводится в космос с помощью ракетных ускорителей. В будущем стартовой платформой для ВКС, возможно, станет гиперзвуковой самолет-разгонщик, что приведет к дальнейшему снижению затрат на космические полеты.
Чтобы выполнить поставленные задачи ВКС должен удовлетворять следующим основным требованиям.
ВКС должен быть многократно используемым летательным аппаратом.
、2. ВКС должен выводить полезную нагрузку на орбиту высотой Н = 150 ... 500 км. Продолжительность полета по орбите может длиться от нескольких часов до 20 ... 30 суток (в зависимости от цели запуска).
ВКС должен обладать достаточной маневренностью в космосе, чтобы совершить встречу на орбите и осуществить стыковку с заданным объектом.
ВКС должен обладать хорошей маневренностью в атмосфере для ликвидации возможного параллакса орбиты (смещения плоскости орбиты по отношению к точке старта) и для выполнения посадки на заданный аэродром (как обычный самолет).
Использование аэродинамической подъемной силы позволяет существенно снизить перегрузки и выбрать траекторию гиперзвукового планирования ВКС, приемлемую по аэродинамическому нагреву. Расчеты показывают, что даже при гиперзвуковом аэродинамическом качестве аппарата /(г = 0,5 ... 1,0 спуск с орбиты можно осуществить с перегрузкой меньше 2, при этом не требуется специальной ориентации экипажа относительно вектора перегрузки и снижается удельный тепловой поток по сравнению с баллистическим входом в плотные слои атмосферы.
Проблема обеспечения посадки ВКС в назначенном месте Земли сводится к обеспечению необходимой боковой дальности в процессе гиперзвукового планирования, так как обеспечение продольной дальности не вызывает осложнений. Выбор момента сообщения тормозного импульса при движении ВКС на орбите позволяет в больших пределах управлять продольной дальностью.
ОСОБЕННОСТИ ПОЛЕТА ВКСИ ГИПЕРЗВУКОВОГО САМОЛЕТА
Область возможных полетов ВКС
При проектировании ВКС и гиперзвукового самолета все классические вопросы, связанные с разработкой современного сверхзвукового самолета, должны быть решены совместно с дополнительными задачами, вытекающими из более суровых условий гиперзвукового полета. Профиль полета ВКС значительно отличается от профиля полета современных самолетов. Специфичность отдельных участков траектории полета ВКС необходимо учитывать на ранней стадии проектирования летательного аппарата, так как в некоторых случаях для изменения того или иного параметра траектории требуются большие затраты топлива, что, естественно, будет отражаться на уравнении весового баланса ВКС и МВКА в целом.
Траектории полета воздушно-космического самолета располагаются в определенной области полетов в атмосфере и в космосе. Верхняя граница полетов (равновесного планирования) в атмосфере для ВКС как крылатого летательного аппарата определяется совместным действием силы тяжести, аэродинамической силы и центробежной силы, обусловленной сферической поверхностью Земли. Нижняя граница полетов определяется прочностью конструкции и допустимой температурой аэродинамического нагрева (рис. 12.1).
Нижняя граница области полетов является общей для всех крылатых летательных аппаратов. Верхняя граница области зависит от особенностей схемы (от величины удельной нагрузки на крыло и коэффициента аэродинамической подъемной силы).
Определить верхнюю границу полетов ВКС в атмосфере можно, рассматривая условия горизонтального полета (планирования) на данной высоте. В горизонтальном полете, как известно, сила тяжести, действующая на крылатый летательный аппарат, уравновешивается двумя силами ——аэродинамической подъемной силой и центробежной силой, возникающей в результате движения аппарата по криволинейной траектории относительно
(12.1)(12.1)центра Земли:
(12.1)
(12.1)
mg = Y + Рц・
Это равенство и будет определять верхнюю границу полетов ВКС.
325
Рис. 12.1. Область возможных полетов В КС：Рис. 12.1. Область возможных полетов В КС：/ 一 область самолетов; / ■ с Земли, б —/ 一 область самолетов; / ■ с Земли, б —полетов современных самолетов; 〃 一 область полетов гнперзуковых —одна из возможных траекторий выхода В КС в космос (а — при старте ■ при старте с гиперзвукового самолета-разгонщика); 2 — одна из возможных траекторий возврата В КС из космоса; 3 — синхронная орбита (вращаясь вокруг Земли по дайной орбите, ЛА будет постоянно оставаться над одной точкой экватора); 4 — недопустимое повышение температуры конструкции;匕亦口 — минимальная скорость, при которой ВКС может совершать полет в космосе, двигаясь по круговой или эллиптической орбите; V1K — первая космическая скорость (круговая); VgR — вторая космическая скорость (параболическая)
Рис. 12.1. Область возможных полетов В КС：
Рис. 12.1. Область возможных полетов В КС：
/ 一 область самолетов; / ■ с Земли, б —
/ 一 область самолетов; / ■ с Земли, б —
вес嚣”*丽^ Для аэродинамической подъемной силы общеиз-
Выражение для центробежной силы в горизонтальном полете:
(12.2)(12.2)(R + 〃)(R + 〃)尸口 =加(％• 口 士 Ув. з cos q))2
(12.2)
(12.2)
(R + 〃)
(R + 〃)
скорость (орбиты)скорость (орбиты)где 匕.口 一 скорость горизонтального полета; VB. 3 — вращения Земли;① 一угол наклона плоскости полета к плоскости экватора (наклонение орбиты); ±VBe3 cos ф — поправка, учитывающая действие силы Кориолиса; Я ——высота полета над поверхностью Земли (над уровнем моря); R — средний радиус Земли, R да 6370 км.
скорость (орбиты)
скорость (орбиты)
Для высоты полета, на которой аэродинамическая сила еще имеет существенное значение (〃 < 100 км), выражение для цен- 326
02 4s 什0246 Vr.nf^/C
Рис. 122 Зависимость отношения Рц/(mg) от скорости горизонтальногополета:
/ — полет в плоскости экватора в сторону суточного вращения Земли (<р = 0°); 2 — полет в плоскости полюсов Земли (<р = 90°); 3 — полет в плоскости экватора в противоположную от вращения Земли сторону (<р = 0°)
Рис. 12.3. Зависимость верхней границы полетов ВКС от скорости
тробежной силы с достаточной степенью точности можно записать тау
р — 加(％4口± 463 cos(p)24
厂口 一 6,32・1(Яr丿
Здесь 匕.口 в м/с.
При полете обычных самолетов (У < 1 км/с) центробежной силой можно пренебречь (рис. 12.2). При выходе в космос необходимо учитывать не только центробежную силу, йо и угол орбиты ф, если орбита будет значительно отличаться от полярной, то запускать летательный аппарат выгоднее в сторону суточного вращения Земли. Возможный угол наклона плоскости орбиты к плоскости экватора при старте с любой точки Земли будет находиться в диапазоне
Фместн《年 W 90，
где(рместн ——местный угол широты (северной или южной) точки старта.
Решая уравнение (12.1) относительно величины р, определим значение массовой плотности воздуха, а следовательно, найдем необходимую высоту, на которой при данной скорости возможен горизонтальный полет:
Р 62 106 — (Vr. п ± 463 cos(р)а/1 о д\
吁石，(12Л)
где 户=mg/* ——удельная нагрузка на несущую поверхность.
Выражение (12.4) определяет так называемую равновесную высоту полета, другими словами, траекторию планирования любого космического аппарата, обладающего тем или иным значением величины р/суу минимальное значение которой, очевидно, будет определять верхнюю границу области полетов данного летательного аппарата.
На рис. 12.3 показано влияние скорости (а для величины р1су = 1000 и угла наклона орбиты) на верхнюю границу области полетов ВКС.
При полете в космосе воздушно-космический самолет становится искусственным спутником Земли. Движения любых небесных тел (в том числе и искусственных), как известно, выполняются по законам небесной механики, в основе которой лежит закон всемирного тяготения Ньютона. Поэтому область установившихся полетов ВКС в космосе не имеет принципиальных отличий от подобной области полетов искусственных спутников Земли.
Траектории полета ВКС
Движение воздушно-космического самолета в общем случае описывается системой шести дифференциальных уравнений, три из которых отражают условие равновесия сил в проекциях на оси инерциальной системы координат, а три ——условие равновесия моментов относительно этих осей:
т у —九s' n X;
①(_^_ +厶色-几s*) n%m (~^；z + Vy^x —匕①“)=Z；厶警+ (人一厶)3网=此；九智十(九一/2)3№=恤
厶 量 十(儿一乙)^Х^У = М2.
Здесь Xt Y п Z ——проекции всех внешних сил (в том числе и реактивной силы) на соответствующие оси координат; Мх, Му и М2 —— моменты внешних и реактивных сил относительно осей координат.
Так как масса и моменты инерции ВКС с течением времени изменяются, то при решении уравнений движения надо принимать
tn ~ т (i)； /* = /*(£); /“ = /»(£)； /$ = /之(£)*
Решить указанную систему уравнений движения можно, если представить в развернутом виде вы- р ажения пр оекций внешних сил и моментов, входящих в правые части уравнений.На летательный аппарат действуют следующие силы:—• массовые силы, обусловленные притяжением Земли, Солнца и Луны;—аэродинамические силы (при полете в достаточно плотных слоях атмоРешить указанную систему уравнений движения можно, если представить в развернутом виде вы- р ажения пр оекций внешних сил и моментов, входящих в правые части уравнений.На летательный аппарат действуют следующие силы:—• массовые силы, обусловленные притяжением Земли, Солнца и Луны;—аэродинамические силы (при полете в достаточно плотных слоях атмосферы);Рис. 12.4. Силы, действующие на ВКС
Решить указанную систему уравнений движения можно, если представить в развернутом виде вы- р ажения пр оекций внешних сил и моментов, входящих в правые части уравнений.
На летательный аппарат действуют следующие силы:
—• массовые силы, обусловленные притяжением Земли, Солнца и Луны;
—аэродинамические силы (при полете в достаточно плотных слоях атмо
Решить указанную систему уравнений движения можно, если представить в развернутом виде вы- р ажения пр оекций внешних сил и моментов, входящих в правые части уравнений.
На летательный аппарат действуют следующие силы:
—• массовые силы, обусловленные притяжением Земли, Солнца и Луны;
—аэродинамические силы (при полете в достаточно плотных слоях атмо
—тяга двигателя (при При полете в вертикальной плоскости работе двигателя).
При подробном анализе динамики полета ВКС (например, при навигационных расчетах) в процессе решения дифференциальных уравнений движения необходимо учитывать все силы, действующие на летательный аппарат. Однако в период предварительного проектирования ВКС (при выборе схемы и основных параметров) можно ввести ряд допущений, которые позволят значительно упростить систему уравнений движения. Например, если не рассматривать межпланетный полет аппарата, то можно ограничиться учетом только силы притяжения Земли.
Вывод ВКС на орбиту должен производиться в одной вертикальной плоскости (по соображениям минимального расхода топлива)'. Если будет иметь место параллакс орбиты, то последний необходимо ликвидировать на дозвуковом и сверхзвуковом участках полета, ибо изменение плоскости орбиты при гиперзвуковом полете приводит к значительным затратам топлива.
Расход топлива на балансировку самолета и на компенсацию случайных моментов крена и рыскания будет составлять несущественную долю от топлива, потребного для сообщения ВКС необходимой кинетической и потенциальной энергии.
Поэтому, приняв указанные допущения, определить параметры траектории полета с достаточной степенью точности можно, рассматривая полет ВКС как движение материальной точки переменной массы в одной вертикальной плоскости.
В данном случае на ВКС будут действовать сила тяжести mg, аэродинамическая подъемная сила У, сила аэродинамического сопротивления X и тяга двигателя Р, которую в общем случае принимают направленной по оси двигателя и наклоненной к оси самолета (к хорде крыла) под углом 屮(рис. 12.4).
При больших скоростях полета (см. рис. 12.2) необходимо также учитывать центробежную силу 戶口. '
Кроме перечисленных сил на летательный аппарат будет действовать еще сила Кориолиса, обусловленная суточным вращением Земли. При V ^ 3 км/с эта сила составляет около 0,02mg, а при V = V1K достигает примерно 10 % силы тяжести. Сила Кориолиса зависит от места старта и направления полета, и ее необходимо учитывать при навигационных расчетах. Для приближенного анализа движения летательного аппарата силой Кориолиса можно пренебречь.
.Проецируя силы, действующие на ВКС, на оси скоростной системы координат и добавляя к полученным уравнениям движения кинематические связи (связь изменения высоты и дальности полета со скоростью и углом наклона траектории), получим необходимую систему дифференциальных уравнений, позволяющую определять основные параметры траектории движения ВКС:
黑=[0丝产£ _sineJ g + %s簣ne ; (12.5)
曲
一吗（銹屮）+? _cose].
g P cos3 0 . У 十 R"'
(12.6)
dHIdt =
二 P sin 0;
(12.7)
dL/dt —
V cos 0,
(12.8)
где a — угол атаки; 0 — угол наклона траектории полета к местному горизонту.
Данную систему уравнений можно решать методами численного интегрирования.
Для определения параметров траектории движения ВКС при возврате из космоса весь участок полета можно рассматривать как равновесное планирование, при этом справедливы следующие допущения:I
尸=0; sin 88 = 0; cos 8 = 1; mg = const.
Движение ВКС на участке планирования будет описываться уравнениями (12.1) и (12.5). Последнее в данном случае примет вид
dV/dt = —X/m.(12.9)
Интегрируя уравнение (12.9), получим
К. Пл
/пл= J -受次，(12.10)
Vпл
где Ун.пл — скорость в начальный момент планирования (при /Пл = 0), VK. пл —скорость в конце планирования. Решая со-
ВмесТно уравнения (12.1) и (12.16), получим выражение для опрё- деления времени планирования:
(12.11)(12.11)/ f R+" J (Ун. пл + %к) (Рк. 口 л — %к)
(12.11)
(12.11)
.ПЛ —匕к) "к.пл + V1K)'
где К「= cjcx ——гиперзвуковое аэродинамическое качество В КС; — первая космическая скорость.
Чтобы перейти от орбитального полета к режиму равновесного планирования, необходимо приложить тормозной импульс, обеспечивающий ДУТ = 30 ... 40 м/с. Скорость в начале планирования
Ун. пл =匕к — АРт・
Режим равновесного планирования наступает на высоте Н = =90 ... 100 км (см. рис. 12.3). Для предварительных расчетов, полагая R = 6370 км,匕к = 7850 м/с;匕.口口 ^ 0, полное время планирования (с) можно определить по приближенной зависимости, полученной из (12.11):
^п. пл — 2300Кг.
(12.12)(12.12)Следует заметить, что 75 ... 80 % времени планирования приходится на гиперзвуковой полет при R > 5 км/с (рис. 12.5).
(12.12)
(12.12)
Можно считать, что планирующий полет на отдельных участках проходит на режиме К「= const, тогда дальность планирования найдем, интегрируя (12.9), предварительно умножив его левую и правую части на V и выразив m из (12.1):
"к. пл"к. пл£цп二一储(R+")£цп二一储(R+")VdVVdVК н. плК н. пл(12.13)(12.13)откудаоткуда味-限nn味一喰nЯ味-限nn味一喰nЯ(12.14)
"к. пл
"к. пл
£цп二一储(R+")
£цп二一储(R+")
VdV
VdV
К н. пл
К н. пл
(12.13)
(12.13)
откуда
откуда
味-限nn味一喰nЯ
味-限nn味一喰nЯ
Рис. 12.5. Зависимость времени планирования от скорости и гипер- звукового аэродинамического качества вксРис. 12.5. Зависимость времени планирования от скорости и гипер- звукового аэродинамического качества вксУравнения (12.11) и (12.14) позволяют определять время и дальность планирования на любом участке траектории (т. е. для любых значений Vн. пл» 匕<・ил Н KJ.
Рис. 12.5. Зависимость времени планирования от скорости и гипер- звукового аэродинамического качества вкс
Рис. 12.5. Зависимость времени планирования от скорости и гипер- звукового аэродинамического качества вкс
планирования от скорости и гиперпланирования от скорости и гиперзвукового аэродинамического каче-ства вксзвукового аэродинамического каче-ства вксДля предварительных рас- четов^полную дальность планирования ВКС (км) с момента схода с орбиты до приземления [аналогично (12.12) ] можно определять по формуле
планирования от скорости и гипер
планирования от скорости и гипер
звукового аэродинамического каче-ства вкс
звукового аэродинамического каче-ства вкс
%皿= 13800储・(12.15)
Заметим, что приблизительно 90 % всего планирования (по дальности) происходит при скорости V > 5 км/с (рис. 12.6).
Таким образом, время и дальность равновесного планирования являются линейными функциями гиперзвукового аэродинамического качества летательного аппарата. Дальность бокового маневра зависит от величины /Сг,5« В предварительных расчетах полную дальность бокового маневра (км) можно определить по формуле
Ап. бок = МОО^'5. (12.15а)
Анализ траектории планирования показывает, что при аэродинамическом качестве Кг ^ 3,6 ВКС может совершить посадку в любую точку Земли. Для обеспечения требуемого значения Ап. бок ^ 2500 км величина гиперзвукового аэродинамического качества должна быть К「^ 1,4.
Задача по определению траектории полета ВКС в космосе совпадает с задачей определения орбит небесных тел (задача Кеплера). Движение тела в данном случае рассматривается в полярной системе координат с полюсом в центре Земли. Уравнения движения летательного аппарата в полярной системе координат можно получить, проецируя внешние силы, действующие на аппарат, на направление радиуса-вектора и касательную к окружности, описываемой радиусом- вектором. В частности, уравнения движения ВКС в космосе (при, отсутствии аэродинамических сил и тяги) будут иметь вид：
勿勿NF = °；NF = °；(12.16)
勿
勿
NF = °；
NF = °；
где Vs ——тангенциальная составляющая скорости; Vr — радиальная составляв ющая скорости;冗一угол поворота радиуса-вектора (полярный угол), отсчитываемый от полярной оси ——некоторого начального неизменного в пространстве направления радиуса-вектора; г ——расстояние от ВКС до центра Землн (радиус- вектор).
Теория движения тела в условиях космоса под действием сил гравитации иосит название эллиптической теории. Наибольшее применение в настоящее 332
(12.18)(12.18)время эллиптическая теория находит при решении таких основных задач космонавтики, как определение орбит искусственных спутников Земли, орбит межпланетных летательных аппаратов и т. д. Эта теория определяет и траектории полета В КС в космосе. Так, уравнение орбиты в полярных координатах можно получить, решая систему дифференциальных уравнений (12.16) и (12.17):
(12.18)
(12.18)
1 -f- е cos (х — х0)
где р — фокальный параметр орбиты; е ——эксцентриситет 'орбиты; х0 — начальное значение угла 乂.
При движении в земном поле тяготения, когда" фокус орбиты расположен в центре Земли, значения фокального параметра и эксцентриситета будут равны:
(12.19)(12.20)(12.19)(12.20)頂裔 COS2 0O .Р —ТМз~'
(12.19)
(12.20)
(12.19)
(12.20)
Л.2吟“COS2 0О , 了諸 COS2。。
ё = ]/価一十一产嶋 .
Подставляя эти значения в (12.18), получим окончательное выражение уравнения орбиты В КС (искусственного спутника Земли):
吟/jcosze。
-出體也+弊置COS （…。）-出體也+弊置COS （…。）(12.21)(12.21)
-出體也+弊置COS （…。）
-出體也+弊置COS （…。）
(12.21)
(12.21)
где 小 = R + Н — начальное расстояние от центра Земли; Р。—— начальная скорость на орбите (на высоте Н над поверхностью Земли); 0о — угол наклона траектории к местному горизонту в начальной точке; /財3 ——константа поля тяготения Земли; / — гравитационная постоянная; Мз — масса Земли.
Согласно закону всемирного тяготения сила тяжести, действующая на тело, масса которого т, на высоте Я над поверхностью Земли определяется равенством
(12.22)(12.22)m3加
(12.22)
(12.22)
mg f (R + "К— *
Константа поля тяготения, следовательно, /Мз = gog.
Известно, что вид кривой второго порядка обусловлен величиной ее эксцентриситета. При е = 0 уравнение (12.18) представляет собой уравнение окружности, при 0 V e V 1 — уравнение эллипса, при е = 1 — уравнение параболы и, наконец, при е> 1 — уравнение гиперболы.
Одним из условий выведения на орбиту ВКС будет равенство 0О — 0, поэтому в данном случае можно считать, что эксцентриситет орбиты определяется скоростью и высотой в начальной точке орбиты е = е (%, Н).
Найдем необходимую начальную скорость для движения по круговой орбите. Эта скорость носит название круговой, или первой космической (/1К).
Vo = Klk = JVo = Klk = JgqR2gqR2(12.23)(12.23)Для случая е = 0 нз (12.20) получим
Vo = Klk = J
Vo = Klk = J
gqR2
gqR2
(12.23)
(12.23)
Круговая орбита является особым случаем. Для ее осуществления необходимо выполнение определенных условий (片=ViK и 00= 0). Кроме того, вследствие возмущений, вызываемых главным образом сплюснутостью формы Земли, возникают отклонения, искажающие форму орбиты. Поэтому строго круговую орбиту можно получить лишь в экваториальной плоскости. Однако при опре-
делении параметров ВКС форму Земли можно считать сферой и первую космическую скорость определять по формуле (12.23)Л
Например, для высоты Я = 100 км численное зиачеиие первой космической скорости (при ф = 90°)
匕к = 7,85 км/с.
При значениях эксцентриситета 0 < е < 1 уравнение (12.18) представляет собой уравнение эллипса. Эллипс, как известно, кроме эксцентриситета и фокального параметра характеризуется еще большой (а) и малой (圻 полуосью:
(12.24)(12.24)Уравнения (12.19) и (12.20) позволяют найти большую ось эллиптической орбиты
(12.24)
(12.24)
.吟(R + b) •
—2goR2
При движении по эллиптической орбите высота полета будет непрерывно изменяться от минимальной Н (перигей орбиты) до максимальной Н + NH (апогей орбиты).
Из выражения (12.24) видно, что при % = У1К большая ось эллипса будет равна 2a = 2 (R + Н), т. е. орбита превращается в окружность.
Для движения по эллипсу, следовательно, необходимо иметь Vo > У1К.
Если в начальной точке орбиты скорость окажется несколько меньше У1К, та при достаточно больших высотах летательный аппарат и в этом случае будет двигаться по эллиптической орбите, так как при снижении скорость его будет возрастать и на какой-то высоте (перигей новой орбиты) превысит местную круговую скорость. Однако при небольших высотах недостаточная скорость полета приведет к входу в плотные слои атмосферы, торможению и сходу с орбиты.
Поэтому для небольших высот (Я V 120 км) скорость выведения ВКС на орбиту не должна быть меньше первой космической на данной высоте.
При скорости, равной параболической, или второй космической (V2k)> траектория полета становится параболой. Летательный аппарат, развивший скорость полета V > на Землю не возвращается.
Вторая космическая скорость определяется так:
(12.25)(12.25)
(12.25)
(12.25)
Например, для высоты 7/= 100 км %к = 11」км/с.
На рис. 12.7 показаны возможные орбиты космического летательного аппарата (связь высоты и скорости при полете в космосе см. на рис. 12.1).
Время одного оборота ВКС вокруг Земли на круговой орбите на высоте Н
._ 2冗(R + Н)._ 2冗(R + Н)(12.26)(12.26)
._ 2冗(R + Н)
._ 2冗(R + Н)
(12.26)
(12.26)
Для эллиптических орбит период обращения определяется аналогично, только вместо R + Я в выражение (12.26) надо подставить величину большой полуоси эллиптической орбиты:
(12.27)(12.27)丁丝h产2.
(12.27)
(12.27)
MgoR2 ■
При полете в космосе может возникнуть необходимость в некотором изменении параметров орбиты. Изменить параметры орбиты (т. е. перейти с круговой орбиты на эллиптическую и обратно, или изменить угол наклона плоскости орбиты) можно, меняя величину и направление скорости полета.
Рнс. 12.7.Рнс. 12.7.Схема выведенияСхема выведениялета-лета-на экваториальна экваториальтельного аппаратаорбиту (<р = 0°) при максималь- использовании суточного враще-тельного аппаратаорбиту (<р = 0°) при максималь- использовании суточного враще-ную номную номния Земли:ния Земли:пеоигей орбиты； Л 一 апогей ор- к；ты・ П* — перигей новой орбиты (ирн BRJk И при достаточно большом °1" значении Н)пеоигей орбиты； Л 一 апогей ор- к；ты・ П* — перигей новой орбиты (ирн BRJk И при достаточно большом °1" значении Н)口 一口 一
Рнс. 12.7.
Рнс. 12.7.
Схема выведения
Схема выведения
лета-
лета-
на экваториаль
на экваториаль
тельного аппарата
орбиту (<р = 0°) при максималь- использовании суточного враще-
тельного аппарата
орбиту (<р = 0°) при максималь- использовании суточного враще-
ную ном
ную ном
ния Земли:
ния Земли:
пеоигей орбиты； Л 一 апогей ор- к；ты・ П* — перигей новой орбиты (ирн BRJk И при достаточно большом °1" значении Н)
пеоигей орбиты； Л 一 апогей ор- к；ты・ П* — перигей новой орбиты (ирн BRJk И при достаточно большом °1" значении Н)
口 一
口 一
ТОТОЕсли потребуется, например, увеличить высоту полета на величину А//, необходимо сообщить летательному аппарату дополнительную скорость AJ：
ТО
ТО
(12.28)(12.28)/ J R + 〃 + A" 一 1АУн = У1к( У r + 〃 + АН/2
(12.28)
(12.28)
нять?^1АнХнять?^1АнХорбиты).При движении тела по орбите изменение кинетической энергии равно изменению потенциальной энергии:d [mV2^ — mg (R + h)] = О,орбиты).При движении тела по орбите изменение кинетической энергии равно изменению потенциальной энергии:d [mV2^ — mg (R + h)] = О,rae 九一rae 九一летательноголетательноговысота точки орбиты, скорость полета в аппарата остается постоянной, товысота точки орбиты, скорость полета в аппарата остается постоянной, токоторой равнакоторой равнаТТgoRZ - __ conSf,R+hgoRZ - __ conSf,R+hV，Так как масса(12.29)V，Так как масса(12.29)Данное выражение, называемое интегралом энергии, показывает, что скорость полета будет зависеть только от высоты траектории в данной точке.Из уравнения (12.29) получим скорость в апогее орбит (на высоте ZZ + А Н):Данное выражение, называемое интегралом энергии, показывает, что скорость полета будет зависеть только от высоты траектории в данной точке.Из уравнения (12.29) получим скорость в апогее орбит (на высоте ZZ + А Н):
нять?^1АнХ
нять?^1АнХ
орбиты).
При движении тела по орбите изменение кинетической энергии равно изменению потенциальной энергии:
d [mV2^ — mg (R + h)] = О,
орбиты).
При движении тела по орбите изменение кинетической энергии равно изменению потенциальной энергии:
d [mV2^ — mg (R + h)] = О,
rae 九一
rae 九一
летательного
летательного
высота точки орбиты, скорость полета в аппарата остается постоянной, то
высота точки орбиты, скорость полета в аппарата остается постоянной, то
которой равна
которой равна
Т
Т
goRZ - __ conSf,
R+h
goRZ - __ conSf,
R+h
V，Так как масса
(12.29)
V，Так как масса
(12.29)
Данное выражение, называемое интегралом энергии, показывает, что скорость полета будет зависеть только от высоты траектории в данной точке.
Из уравнения (12.29) получим скорость в апогее орбит (на высоте ZZ + А Н):
Данное выражение, называемое интегралом энергии, показывает, что скорость полета будет зависеть только от высоты траектории в данной точке.
Из уравнения (12.29) получим скорость в апогее орбит (на высоте ZZ + А Н):
(12.30)(12.30)/min< V^IK» поэтому если этом круговую орбиту, то/min< V^IK» поэтому если этом круговую орбиту, то
(12.30)
(12.30)
/min< V^IK» поэтому если этом круговую орбиту, то
/min< V^IK» поэтому если этом круговую орбиту, то
^min = У Vmax - (R 十 Н) (R 十 Н + А〃)
на высоте Н), будет равнана высоте Н), будет равнагде V^ax — скорость в перигее орбиты.
на высоте Н), будет равна
на высоте Н), будет равна
Скорость в перигее орбиты (т. е. новая скорость
Ушах =匕 к + ^ УН-
На высоте (" + А//) имеет место неравенство требуется увеличить высоту полета, сохранив при _…
скорость полета на высоте (Я + АЯ) необходимо увеличить до значения
на Данной высоте.
Простейший маневр по изменению угла наклона орбиты на угол Д<р, не меняя высоту полета, можно выполнить изменением направления скорости полета на угол Лф. Для подобного маневра летательному аппарату необходимо сообщить дополнительную скорость АУ屮,направленную под углом (90。+^^)
Рис. 12.8. Изменение плоскости орбиты при Н = const: / — исходная орбита; 2 — новая орбита
к плоскости исходной орбиты (рис. 12.8). Величина дополнительной скорости в этом случае будет равна
А% = 案=2%sin 争.(12.31)
<C0S
При проектировании В КС возможное изменение скорости для того или иного маневра в космосе необходимо учитывать на ранних этапах проектирования» так как оно требует дополнительного расхода топлива, иногда весьма существенного.
・3・ Область полетов гиперзвуковых самолетов
Траектории полета гиперзвуковых самолетов не будут существенно отличаться от траекторий полета современных сверхзвуковых самолетов, так как и в этом случае уравновешивание массы летательного аппарата также будет выполняться главным образом аэродинамической подъемной силой. Центробежная сила, определяющая специфику траектории полета ВКС, при гипер- звуковых скоростях, соответствующих числам М = 4 …9, будет еЩе мала (см. рис. 12.2). Следовательно, параметры траектории будут определяться общеизвестными зависимостями.
Однако фазы траектории полета (разгон и набор высоты, крейсерский полет, планирование и посадка) при проектировании гиперзвукового самолета преобретают существенно большую самостоятельность и значимость для решения таких вопросов, как Bbi6op типа двигателя и топлива, определение необходимого запаса топлива, теплоизоляция конструкции, особенности аэродинамической схемы самолета и т. д.
Область полетов гиперзвуковых самолетов на теоретически возможных этапах их развития (рис. 12.9) ограничена кривыми установившегося планирования (верхняя граница), скоростного напора 7 7500 даН/м2 (нижняя граница) и температурных 336
，丿m
Рис. 12.9. Область полетов гиперзвуковых самолетов:
/ —— потолок планироваиня; 2 —— траектория набора высоты и разгона до числа М = 9 3 — температурные ограничения для сплава «Рене-41»： 4 — температурные ограииче ния для сплава «Инконель-718»; 5 — температурные ограничения для титана; 6 — ограничения по скоростному напору q — 7500 даН/м2
ограничений; указанные границы будут определяться конкретным назначением самолета. Крейсерский полет и планирование при максимальном аэродинамическом качестве выполняются вблизи верхней границы области, маневры, связанные с быстрым торможением, —— у нижней границы. Крейсерские числа М полета и температурные ограничения конструкционных материалов по существу определяют правую границу области полета каждого варианта самолета.
Термические и акустические нагрузки
Отличительной особенностью полета ВКС и гиперзвукового самолета является полет в условиях высоких температур, а также динамических нагрузок, вызванных флуктуациями давления (аэродинамическим шумом) в зонах срыва потока и скачков уплотнения.
Рассматривая воздух как идеальный газ (при Т < 2000 К) и учитывая теплообмен в пограничном слое, можно найти темпе- ратуру на внутренней границе ламинарного (л. п. с.) и турбулентного (т. п. с.) пограничных слоев:
Тл.п.с = Тн(1+0,17М2); 7T.mc = Тн (1+0」8M2). (12.32) Здесь Ти — температура воздуха на высоте Н.
При условиях, когда теплообмен определяется совместным действием конвекции, теплопроводности и лучеиспускания, тем-
пер ату ра поверхности летательного аппарата может быть определена из уравнения баланса тепла
%.с —%зл = с?6 普•，(12.33)
где ^п. с ——удельный тепловой поток из пограничного слоя, т. е* количество тепла, поступающего к поверхности на единицу площади в единицу времени 竺а?；勺图口 — удельный тепловой поток, излучаемый обшивкой в окружающее пространство; с —— / ккал \
удельная теплоемкость материала поверхности 〈灯出丿；丫 — удельный вес материала поверхности ЛА (даН/м3); 6 ——толщина поверхности (м); t ——время (с); Тобт ——температура внешней поверхности (обшивки), К.
Уравнение (12.33) описывает нестационарный тепловой процесс, при котором температура поверхности летательного аппарата изменяется с течением времени (гиперзвуковое планирование В КС). Решение этого нелинейного дифференциального уравнения можно получить методами численного интегрирования.
Наибольшая температура поверхности будет при dTQ^ldt = 0. В этом случае имеет место установившийся теплообмен и так называемая равновесная температура поверхности, которая устанавливается при длительном полете в неизменных условиях (крейсерский полет гиперзвукового самолета). При этом Qn,c = =4изл・и
Излучаемый поверхностью летательного аппарата удельный тепловой поток определяется по закону Стефана—Больцмана:
^нзл = ЕОТ^бш,(12.34)
где £ ——коэффициент излучения, или степень черноты поверхности; а = 1,37-Ю-11 ккал/(м2-с-К4) — коэффициент излучения абсолютно черного тела.、
Коэффициент & оценивает излучающую способность поверхности (обшивки) по сравнению с абсолютно черным телом, он зависит от материала поверхности и ее обработки, а также от температуры.
Удельный тепловой поток, поступающий к поверхности из пограничного слоя, в соответствии с законом Ньютона, определяется так:
%, с == а (Г% с —「общ),(12,35)
где а ——местный коэффициент конвективной теплопередачи на границе воздух—поверхность в ккал/(м2-с-К)-
Учитывая равенство(7ИЗЛ и «口.©, получим уравнение, позволяющее определить равновесную температуру поверхности летательного аппарата при установившемся теплообмене:
еаТрбц! + аТ°б国(12.36)
Рис. 12.10. Равновесная температура плоской поверхности (е = 0,8) на расстоянии х = 1,5 м от передней кромки (для небольших углов атаки)
На рис. 12.10 приводятся приближенные значения равновесной температуры для вероятной области полетов ВКС и гиперзвуковых самолетов.
Распределение температуры по поверхности летательного аппарата зависит от многих факторов, и дать точное описание термических нагрузок безотносительно к конкретной схеме аппарата весьма трудно. Интенсивность аэродинамического нагрева поверхности существенно уменьшается при увеличении расстояния от передней кромки крыла (от носка фюзеляжа), при увеличении угла стреловидности крыла (оперения), при увеличении радиуса носка фюзеляжа, носка крыла и т. д. Однако может наблюдаться и значительное повышение температуры на отдельных участках поверхности летательного аппарата. Важной задачей из этих соображений является герметизация щелей, например между крылом и элевонами, между килем и рулем направления, а также створок лючков и выходных отверстий р азличных бортовых систем самолета. Возникающие в этих зонах вихри могут вызвать интенсивный местный нагрев.
Расчеты и испытания показали, что температура поверхности ВКС фирмы «Рокуэлл» (США) при входе в атмосферу достигает 1440 °C на носке фюзеляжа и 1340 ℃ на носке крыла. Температура других участков поверхности значительно меньше, например, верхняя поверхность фюзеляжа нагревается только до 316 дС (рис. 12.11).
На поверхности гиперзвукового самолета, несмотря на меньшие скорости полета, могут возникать температуры более высокие, чем на поверхности ВКС (влияние внешней конфигурации
Рис. 12.11. ИзотермыРис. 12.11. Изотермына поверхности В КС (температура в сия)на поверхности В КС (температура в сия)градусах Цель
Рис. 12.11. Изотермы
Рис. 12.11. Изотермы
на поверхности В КС (температура в сия)
на поверхности В КС (температура в сия)
аппарата и большей плотности воздуха). На рис. 12.12 показаны примерные изотермы на поверхности гиперзвукового самолета в крейсерском полете на высоте 34 км при М = 8. Следует обратить внимание на распределение температур по нижней плоскости воздухозаборника (распределение температур на плоскости с острой передней кромкой при постоянном угле атаки и нулевом угле стреловидности).
Для минимизации аэродинамического шума идеальный летательный аппарат должен иметь форму, обеспечивающую сохранение присоединенного пограничного слоя на большей части поверхности аппарата.
Результаты расчетов и испытаний в аэродинамических трубах моделей ВКС фирмы «Рокуэлл» показали, что наибольшие акустические нагрузки будут иметь место на хвостовой части фюзеляжа (165 дБ), на хвостовом оперении (165 дБ), на элевоне
Рис. 12.12.. Установившаяся температура на поверхности дусах Цельсия при длительном полете (V = 2400 м/с;Рис. 12.12.. Установившаяся температура на поверхности дусах Цельсия при длительном полете (V = 2400 м/с;самолета в гра- // = 34 км)
Рис. 12.12.. Установившаяся температура на поверхности дусах Цельсия при длительном полете (V = 2400 м/с;
Рис. 12.12.. Установившаяся температура на поверхности дусах Цельсия при длительном полете (V = 2400 м/с;
(164 дБ), на нижней поверхности крыла (163 дБ), на створках грузового отсека (159 дБ), на носовой части фюзеляжа (154 дБ). Высокие уровни шума на поверхности ВКС снижают усталостную долговечность плит теплозащитного покрытия, она обратно пропорциональна продолжительности воздействия шума.
. АНАЛИЗ ВОЗМОЖНЫХ СХЕМ И ОПРЕДЕЛЕНИЕОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ МВКА
L Возможные схемы МВКА
Для доставки полезного груза на околоземную орбиту существует несколько различных концепций многоразового воздушнокосмического {аппарата. 'Исследования, ^выполненные NASA и авиационными фирмами США, включали схемы МВКА одноступенчатые (т. е. МВКА состоит лишь из ВКС), двухступенчатые и трехступенчатые, с вертикальным стартом и горизонтальной посадкой, с горизонтальным стартом и горизонтальной посадкой, с горизонтальным стартом (с использованием ракетной тележки) и горизонтальной посадкой, с последовательным и параллельным расположением разгонной и орбитальной ступеней, с дозаправкой топлива в полете и т. д. Каждая концепция имеет существенные эксплуатационные и конструктивные особенности, а следовательно, и различную полную стоимость ее осуществления.
Для анализа эффективности той или иной схемы' МВКА в качестве критерия часто используется такой параметр, как относительная масса полезной (целевой) нагрузки, выводимой на околоземную орбиту
^п. н = ^п. н/т。，
где /Ип.н ——масса полезной нагрузки; т0 ——стартовая масса МВКА. При заданном значении массы полезной нагрузки критерием оценки эффективности летательного аппарата будет величина т0. Хотя критерий тп. н не является исчерпывающим (более общим критерием при небольшом сроке службы ВКС может стать полная стоимость системы), все же он играет важную роль в сравнении различных схем МВКА, поскольку от величины тп.н (при прочих равных условиях) зависит стоимость доставки 1 кг полезного груза на орбиту.
При оценке эффективности одноразовых ракет-носителей под полезной нагрузкой понималась нагрузка, выводимая на орбиту. В таком случае для МВКА полезной нагрузкой будет масса ВКС при достижении скорости 1/1к, а для одноступенчатого МВКА его масса за вычетом массы топлива, израсходованного при выходе на орбиту. Однако такую полезную нагрузку следует считать чисто условной, так как ее масса значительно отличается от массы истинной полезной нагрузки. Например, масса полезной нагрузки для МВКА фирмы «Рокуэлл» «Спейс Шаттл» равна 29,5 т, а масса ВКС при выходе на орбиту — около 114 т.
Определение необходимого запаса Топливадля выхода на орбиту
Главным требованием, которому прежде всего должна отвечать любая схема МВКА, является обеспечение минимально необходимой скорости полета ВКС на орбите Уорб (для высоты полета Я < 500 км Уорб ^ 匕© см. рис. 12.1). Строгое обеспечение заданной скорости полета ни для одного летательного аппарата не имеет такого важного значения, как для космических аппаратов. Например, если самолет проектировался на скорость полета V = 3185 км/ч (М = 3), а в действительности скорость оказалась на 0,5 % меньше, т. е. V = 3169 км/ч (М = 2,99), то это практически никак не отразится на эффективности данного самолета. Для орбитального аппарата ошибка в скорости на 0,5 % (т. е. вместо 7,85 км/с получить 7,81 км/с) означает запуск вхолостую, так как аппарат не будет держаться на орбите и совершит посадку, не выполнив даже одного витка вокруг Земли. Поэтому важнейшим и необходимым условием выхода на орбиту для любой схемы МВКА является обеспечение запаса топлива, необходимого для достижения орбитальной скорости полета. Это условие будет в значительной степени определять схему и основные параметры МВКА.
В процессе разгона и набора высоты летательный аппарат приобретает скорость, которая в общем случае может быть записана так:
，二匕i —+九 т， (12.37)
где Ри — идеальная скорость аппарата, т. е. скорость, которую аппарат получил бы при отсутствии силы земного притяжения и силы аэродинамического сопротивления; АУП — суммарные потери скорости от действия гравитации и аэродинамического сопротивления; Vct — стартовая скорость аппарата (для одноступенчатых аппаратов при старте с Земли Уст = 0).
Идеальная скорость летательного аппарата определяется по известной формуле Мещерского
И е ^кон
где We — эффективная скорость истечения продуктов сгорания топлива; тнач — начальная масса аппарата; ткОН — конечная масса аппарата (после выгорания топлива).
Выражая эффективную скорость истечения через удельный импульс (удельную тягу двигателя), а конечную массу летательного аппарата через начальную массу и массу израсходованного топлива, получим
匕I = g"т 1rl「」血т， (12.38)
Рис. 12.13. Влияние скорости старта на суммарные потери скорости от действия сил гравитации и аэродинамического сопротивления (для орбит л = =120...150 км)Рис. 12.13. Влияние скорости старта на суммарные потери скорости от действия сил гравитации и аэродинамического сопротивления (для орбит л = =120...150 км)
Рис. 12.13. Влияние скорости старта на суммарные потери скорости от действия сил гравитации и аэродинамического сопротивления (для орбит л = =120...150 км)
Рис. 12.13. Влияние скорости старта на суммарные потери скорости от действия сил гравитации и аэродинамического сопротивления (для орбит л = =120...150 км)
рис 12 14 Зависимость относительной массы топлива, потребного для выхода на орбиту (Я = 120...150 км), от удельного импульса двигателя
где Jt — удельный импульс двигателя (по топливу); тг = =mT/mHa4 — относительная масса топлива.
Суммарные потери скорости от действия сил гравитации и аэродинамического сопротивления AVn зависят от многих параметров и характеристик летательного аппарата, однако, как показали исследования, особенно существенное влияние на величину А，п оказывает скорость старта (в конечном счете это влияние высоты и угла наклона траектории при старте).
Для конкретной схемы летательного аппарата при выходе на орбиту по определенной траектории величину AVn можно определить, интегрируя уравнения движения (12.5) ... (12.8).
В период предварительного проектирования эту величину с достаточной степенью точности можно снять с графика (рис. 12.13). «
Выход на орбиту с // > 150 км можно разбить на два этапа: выход на Я ^ 150 км и маневр по увеличению высоты орбиты на величину А" [см. (12.28)].
Принимая в (12.37) V = V1K и решая совместно (12.37) и (12.38) относительно величины тт> получим очень важный параметр лю- бой схемы МВКА — относительную массу топлива ^т. потр> потребного для выхода на орбиту:
]1— К1К + АРц — Уст
“ 1 —用т. потр9,81 Jt
(12.39)(12.39)НЛИ
(12.39)
(12.39)
爲Т. пот = 1 — V1K-bAVn-VCT，
где mT. пот = Пт. пот/Пнан； ^нач — начальная масса аппарата (при V н 7СТ), для одноступенчатых аппаратов 1/ст = 0 и тнач —
=
На рис. 12.14 представлена графическая интерпретация уравнения (12.39) для нескольких значений стартовой скорости.
Сравнение эффективности возможныхсхем МВКА
Определив параметр тТвПотр, можно оценить эффективность той или иной схемы МВКА по критерию тп>н. Как видно из рис. 12.14, для осуществления концепции одноступенчатого МВКА (он же В КС), использующего в качестве силовой установки ЖРД с удельным импульсом」丁 ^ 450 с, летательный аппарат должен иметь относительную массу топлива (жидкий водород + жидкий кислород), потребного для выхода на околоземную орбиту, не менее пот = 0,89.
Техническая осуществимость одноступенчатого МВКА в ближайшем будущем представляется маловероятной, так как потребовалось бы создать воздушнокосмический самолет многоразового действия, относительная мас-
Рис. 12.15. Зависимость относительного расхода топлива и относительной энергии, сообщаемой массе ВКС, выводимой на орбиту, от скорости (в качестве горючего для всех двигателей используется жидкий водород):Рис. 12.15. Зависимость относительного расхода топлива и относительной энергии, сообщаемой массе ВКС, выводимой на орбиту, от скорости (в качестве горючего для всех двигателей используется жидкий водород):加T=^T/^o* 一 . 一 一 e = =£/£Орб； J — одноступенчатый МВКА; 2 — двухступенчатый МВКА (разгонщик и В КС с ЖРД); 3 — двухступенчатый МВКА (разгонщик с ВРД, В КС с ЖРД); Л — старт второй ступени加T=^T/^o* 一 . 一 一 e = =£/£Орб； J — одноступенчатый МВКА; 2 — двухступенчатый МВКА (разгонщик и В КС с ЖРД); 3 — двухступенчатый МВКА (разгонщик с ВРД, В КС с ЖРД); Л — старт второй ступениса которого при выходе на орбиту не превышала бы величину т^ = =0,11 при %.h ^ 0Q2. Даже самые оптимистические расчеты показывают, что относительная масса конструкции такого самолета должна быть не более 『瓦 0,05 (для В КС фирмы «Рокуэлл» тк = 0,25).
Рис. 12.15. Зависимость относительного расхода топлива и относительной энергии, сообщаемой массе ВКС, выводимой на орбиту, от скорости (в качестве горючего для всех двигателей используется жидкий водород):
Рис. 12.15. Зависимость относительного расхода топлива и относительной энергии, сообщаемой массе ВКС, выводимой на орбиту, от скорости (в качестве горючего для всех двигателей используется жидкий водород):
加T=^T/^o* 一 . 一 一 e = =£/£Орб； J — одноступенчатый МВКА; 2 — двухступенчатый МВКА (разгонщик и В КС с ЖРД); 3 — двухступенчатый МВКА (разгонщик с ВРД, В КС с ЖРД); Л — старт второй ступени
加T=^T/^o* 一 . 一 一 e = =£/£Орб； J — одноступенчатый МВКА; 2 — двухступенчатый МВКА (разгонщик и В КС с ЖРД); 3 — двухступенчатый МВКА (разгонщик с ВРД, В КС с ЖРД); Л — старт второй ступени
Одноступенчатому МВКА необходима силовая установка с удельным импульсом, значительно превышающим величину 人 R 450 с (см. рис. 12.14).
Как видно из рис. 12.15, для двухступенчатого МВКА, состоящего из ступени-разгонщика и В КС (обе ступени с ЖРД, /т ^ 450 с), величина /йт< потр = 0,85. Разница Атт< потр = 0,04 означает, что при равных с одноступенчатым МВКА условиях (т. е. если допустить возможность создания самолета, сухая масса которого будет составлять около 10 % от стартовой массы) двух-
Рис. 12.16. Схема МВКА фирмы «Рокуэлл» «Спейс Шаттл»:
/ ——В КС; 2 ——внешний топливный бак; 3 ——стартовые РДТТ (стартовая масса МВКА —— 2020 т; стартовая тяговооруженность — 1,45); L = 56 м; Н = 23,1 м, I = 23,8 м; стартовая масса В КС 114 т； масса полезной нагрузки, выводимой на орбиту, 29,5 т; масса внешнего топливного бака с топливом 739 т, без топлива — 33 т； диаметр бака 8,9 м; масса жидкого кислорода 604 т; масса жидкого водорода 102 т; масса двух стартовых РДТТ И 67 т
ступенчатый МВКА сможет выводить на орбиту полезную нагрузку с относительной массой тп.н ^; 0,06. Для одинаковой полезной нагрузки стартовая масса двухступенчатого МВКА в этом случае будет примерно в три раза меньше. При таком значительном изменении стартовой массы летательного аппарата будет иметь место существенное проявление закона «квадрата—— куба», причем этот закон будет способствовать осуществлению концепции двухступенчатого аппарата. Таким образом, при сравнении в равных условиях одноступенчатый МВКА явно проигрывает двухступенчатому по критерию %. н・
Если в качестве первой ступени МВКА использовать гиперзвуковой самолет-разгонщик с ВРД, то (благодаря большому удельному импульсу ВРД) выигрыш в величине /йп.н станет еще значительнее. Поэтому в будущем разгонной ступенью для ВКС, возможно, послужит гиперзвуковой самолет-разгонщик с комбинированным ВРД (ТРД + ПВРД). Однако следует заметить, что масса силовой установки с ВРД будет в 12 ... 15 раз больше массы силовой установки с ЖРД.
При скорости старта ВКС VCT ^ 1,4 км/с для выхода на окбЛд- земную орбиту необходима величина т^ потр ^ 0,8 (от стартовой массы ВКС, см. рис. 12.14). Такой самолет создать в настоящее время также нельзя. Однако можно разместить топливо ВКС, потребное для выхода на орбиту, в отдельном внешнем баке. Современный уровень авиационно-космической техники позволяет создавать подобные баки с относительной массой топлива 〜96 %. Правда, ВКС с таким баком не сможет пройти через плотные слои атмосферы при возврате из космоса, поэтому бак необходимо сбрасывать непосредственно перед выходом на орбиту. По такому принципу спроектирован МВКА фирмы «Рокуэлл» «Спейс Шаттл» (рис. 12.16).
Более эффективное расходование топлива двухступенчатым МВКА (по сравнению с одноступенчатым аппаратом), естественно, поднимает вопрос о большем, а точнее, об оптимальном числе' ступеней МВКА, а следовательно, и об оптимизации ряда дополнительных параметров летательного аппарата.
Оптимизация основных параметров МВКА
-Требование строгой оптимизации основных параметров всех ступеней МВКА ставится с самого начала предварительных изысканий. На рис. 12.17 в качестве примера приведена одна из возможных схем системы автоматизированного проектирования МВКА, математическая модель которой обеспечивает выполнение всех заданных требований и с учетом реальных ограничений оптимизирует параметры аппарата по выбранному критерию, например по минимуму сухой массы аппарата (или по минимуму стартовой массы).
Многоступенчатый МВКА в общем случае можно представить как аппарат состоящий из разгонной ступени (или самолета-разгонщика), промежуточных ступеней-ускорителей (или топливных баков) и ВКС, Стартовая масса аппарата в этом случае будет равна
rn0 = ^С. р + ^У1 Н + 加 yh + ^ВКС，(12.40)
где mG,p — масса ступени-разгонщика (самолета-pазгонщика); ту1 — масса первого ускорителя; т^ ——масса k-ro ускорителя; твкс — масса ВКС;々 —— число ускорителей (если несколько ускорителей начинают и кончают работать, а также сбрасываются одновременно, то эти ускорители в данном случае р ассм атр и в аются как единая ступень).
Для определения оптимальных значений параметров подобного летательного аппарата необходимо прежде всего ответить на следующие вопросы:
какую полезную нагрузку и до какой скорости целесообразно разгонять с помощью ступени-разгонщика;
какая часть от этой нагрузки способна выйти на околоземную орбиту.
Дозвуковые аэродинамические характеристикиДозвуковые аэродинамические характеристики/~^перзвуковые аэродинамически е характеристики/~^перзвуковые аэродинамически е характеристикиТраекторнь!е расчетыТраекторнь!е расчетыТребуемые характеристики аппаратаТребуемые характеристики аппаратаРасчет стоимостиРасчет стоимости
Дозвуковые аэродинамические характеристики
Дозвуковые аэродинамические характеристики
/~^перзвуковые аэродинамически е характеристики
/~^перзвуковые аэродинамически е характеристики
Траекторнь!е расчеты
Траекторнь!е расчеты
Требуемые характеристики аппарата
Требуемые характеристики аппарата
Расчет стоимости
Расчет стоимости
Рис. 12.17. Схема системы автоматизироваииого проектирования МВКА
Другими словами, необходимо, обеспечивая максимум критерия znn<H, найти минимальную стартовую массу МВКА, если задана конкретная величина твкс, или, если имеется в виду конкретный самолет-разгонщик (например, гиперзвуковой самолет с ВРД), найти максимально возможную массу ВКС, способного выйти на орбиту при старте с данного самолета-разгонщика.
Введем следующие дополнительные понятия и обозначения: .mi —— масса，-頁 ступени (без разгоняемой нагрузки)； тнг —— масса нагрузки, разгоняемой i-й ступенью до скорости У = VCTi + АР» и высоты Н = H^i + А"» 亿Tt и 〃cri 一 соответственно скорость и высота старта z-й ступени; △匕 и ЬН» ——дополнительные скорость и высота, приобретаемые нагрузкой %£ при сгорании топлива t-й ступени);加遂 ——масса топлива i-й ступени, потребная для разгона нагрузки массой тнг (на величину ЛУг и А"0,
m^i = mTil(m£ + mH/)； zn；z = т^]т(.
Для ступени-разгонщика будем иметь:.
团乩 с. р ~ ^yi + …• + ①沖 + твкс；
^т. с. р = ^т. с. р/(т& р + "л* с. р)='孔т・ с. р/"2。；
^т. с. р = ^т. с. р/т& р・
Для первого ускорителя:
тн. yi = ту2 + •…+ myk + твкс；
^т. у1 =团丁. yl/(^yl + ^н. yl)；
^т. у1 = ^т. yl/^yl*
Для 左-ro ускорителя:.
团乩 у к = твкс； ^т. у к = ^т.沖/(团沖 + твкс)；
^т. у А ~ ^т. у k/^yk*
Дополнительная скорость, сообщаемая i-й ступенью разгоняемой нагрузке, в общем случае будет равна
ду. = уи._дупЬ
где Vni ——идеальная скорость, которую сообщает i-я ступень нагрузке 巾祖；Д1/п；—— потери скорости от действия сил гравитации и аэродинамического сопротивления на участке разгона от VCTi до 1^Ст ;+i，
L Величину mTf можно преобразовать следующим образом:
^т» = /Ит"(т£ + ^нг) = ^т( [ 1 — тц〃(т» + ^н()1»
а следовательно, согласно уравнению (12.39), будет иметь место равенство:
аугИ%
т*( [1 —加Hi/Wt + 他。】=1 — 1/е 9,81% .
Из этого равенства найдем массу аппарата при 丿酬加 т- е- в момент включения двигателей i-й ступени (после отделения от i — 1-й ступени),
砌 4" ^нг =”什“亩 ^fe.(12.41)
- 1 + 1/е 9,81%
Так как для каждой предыдущей ступени разгоняемой нагрузкой является сумма всех последующих ступеней, то на основании зависимости (12.41), стартовая масса многоступенчатого летательного аппарата
(
是一1/Й*.\
Пri &vt+&vnl I твкс> (12.42)
<=i 或一 1 + 1/e у
где и — число ступеней аппарата; знак П означает произведение (п —— 1) членов; п —— 1=々+1 —— число «работающих» ступеней аппарата (топливо которых расходуется в процессе разгона).
Скорость V1K достигается в конце работы fe-го ускорителя. Если ВКС на конечном участке траектории выходит на орбиту за счет собственного топлива, то 左-й ускоритель в данном случае будет разгонять ВКС до скорости
丿=^ik — А丿вкс・
Величина АУвкс определяется как
А 丿вкс — 9,81 JtBKC In —^А^пвкс» (12.43)
где ДттВКС =———— относительная масса топлива ВКС, расходуемого в процессе выхода на орбиту; Д VnBKC = / (1Z), при V > 6,5 км/с ДУпвкс 0 (см. рис. 12.13).
Величину А 1/вкс нецелесообразно принимать слишком большой, так как это увеличивает массу конструкции ВКС.
Уравнение (12.42) показывает, что стартовая масса МВКА зависит от многих параметров, которые сами являются функциями многих переменных (параметров и характеристик отдельных ступеней аппарата). В процессе оптимального проектирования один из важных этапов параметрических исследований — это вычисление частных производных минимизируемого параметра по варьируемым параметрам. Такое вычисление фактически определяет пути дальнейшего совершенствования проектируемого аппарата. Расчеты показывают, например, что изменение массы конструкции на 1 % приводит к изменению сухой массы МВКА на 0,65 %, изменение системы теплозащиты на 1 % дает соответственно 0,42 % и т. д. Другими словами, решение задачи на оптимизацию параметров МВКА по.минимуму значения величины т° при заданной величине твкс сводится к решению системы dm。/山i,…，"= 0 (здесь i — параметр).
В процессе предварительного проектирования данную задачу можно решить приближенным методом, который значительно упрощает решение и вместе с тем дает необходимую для эскизного проектирования точность.
Сущность метода заключается в том, что в уравнении (12.42) переменные фиксируются. Значения одних переменных с достаточной точностью можно определить на основании опыта проектирования идентичных летательных аппаратов, для других переменных, как будет показано ниже, отклонение от оптимума дает незначительную погрешность для решения задачи в целом.
При предварительном проектировании можно принимать ^. у = 0,94 ... 0,96 (такое значение весовой отдачи по топливу имеют ускорители с ЖРД одноразового использования, для
РДТТ величина m^. у ^ Н2 + 02, 7Т 450 с); или, если значительная гон ЛУу1 = ЛУУ2 =РДТТ величина m^. у ^ Н2 + 02, 7Т 450 с); или, если значительная гон ЛУу1 = ЛУУ2 =0,85); /т = const (например, для топлива : А% = ЛУу2 =…=А% = %茫'卫 часть топлива ВКС затрачивается на раз- •二 А% = &Тст.「Квкс (здесь
РДТТ величина m^. у ^ Н2 + 02, 7Т 450 с); или, если значительная гон ЛУу1 = ЛУУ2 =
РДТТ величина m^. у ^ Н2 + 02, 7Т 450 с); или, если значительная гон ЛУу1 = ЛУУ2 =
1/Ст<У1 — скорость старта первого ускорителя, т. е. скорость, которую сообщает ступень-разгонщик разгоняемой ею нагрузке); Al/nf =/亿丁｝ берется из графика на рис. 12.13.
Число всех ступеней МВКА найдем, определив число ускори-. телей, так как 几=左 + 2.
Критерий /ип, н будет тем больше, чем больше величина /йвкс = = твкс/%，г е. чем большую долю будет составлять масса ВКС от массы нагрузки, разгоняемой ступенью-разгонщиком (и, соответственно, меньшую долю будет составлять масса ускорителей；) Из этого условия и следует определять необходимое число ускорителей.
Величину /йвкс можно представить как
冼вкс = %кс (1 - & р),(12.44)
где ^вкс = ^вкс/^н. с. р» ^с. р ~ m& р/(т。. р + ^н. с. р) = т。. р/优о・
'Величину твкс легко определить из уравнения (12.42), которое в данном случае примет вид
办 кс=ГРТ当 •(12.45)
Уравнение (12.45) отвечает на поставленный выше вопрос, какая часть от нагрузки, разгоняемой ступенью-разгонщиком, способна выйти на околоземную орбиту.
Варьируя скорость старта первого ускорителя и число ускорителей 左，определим соответствующие значения величины 血£кс・
На рис. 12.18 показан результат решения уравнения (12.45).
Анализируя полученную зависимость, можно сделать вывод: для современных ускорителей с высокой конструктивной эффективностью (同.у ^ 0,95) даже при сравнительно небольших значениях Йст. yi увеличение числа k > 1 практически не приводит к увеличению величины /Ивке- Поэтому для многоступенчатого МВКА следует принимать число ускорителей (или внешних топливных баков)左=1, и, следовательно, число всех ступеней м = 3.
Уравнение (12.42), определяющее стартовую массу МВКА, в таком случае примет вид:
<_ с. р - 1 + 1/е 9"'%・ <=• р<_ с. р - 1 + 1/е 9"'%・ <=• р成 у_1 + 1/е 9*1 & у成 у_1 + 1/е 9*1 & у^вкс，(12.46)^вкс，(12.46)
<_ с. р - 1 + 1/е 9"'%・ <=• р
<_ с. р - 1 + 1/е 9"'%・ <=• р
成 у_1 + 1/е 9*1 & у
成 у_1 + 1/е 9*1 & у
^вкс，
(12.46)
^вкс，
(12.46)
Рис. 12.19. Влияние скорости старта второго ускорителя иа величи- НУ ^ВКС:+ "ст. у1济^ у - 0,90;- 京T. у = 0,85; ■ - ^ет. у2 =2* х — yoptст. у2Рис. 12.19. Влияние скорости старта второго ускорителя иа величи- НУ ^ВКС:+ "ст. у1济^ у - 0,90;- 京T. у = 0,85; ■ - ^ет. у2 =2* х — yoptст. у2Рис. 12.18. Влияние числа ускорителей и скорости старта первого ускорителя на величину 京&кс (топлИВО Н2 + О2； /т. у = 450 с)： m*. у = 0,95;/й； у = 0,85Рис. 12.18. Влияние числа ускорителей и скорости старта первого ускорителя на величину 京&кс (топлИВО Н2 + О2； /т. у = 450 с)： m*. у = 0,95;/й； у = 0,85
Рис. 12.19. Влияние скорости старта второго ускорителя иа величи- НУ ^ВКС:
+ "ст. у1
济^ у - 0,90;- 京T. у = 0,85; ■ - ^ет. у2 =2* х — yopt
ст. у2
Рис. 12.19. Влияние скорости старта второго ускорителя иа величи- НУ ^ВКС:
+ "ст. у1
济^ у - 0,90;- 京T. у = 0,85; ■ - ^ет. у2 =2* х — yopt
ст. у2
Рис. 12.18. Влияние числа ускорителей и скорости старта первого ускорителя на величину 京&кс (топлИВО Н2 + О2； /т. у = 450 с)： m*. у = 0,95;/й； у = 0,85
Рис. 12.18. Влияние числа ускорителей и скорости старта первого ускорителя на величину 京&кс (топлИВО Н2 + О2； /т. у = 450 с)： m*. у = 0,95;/й； у = 0,85
Если весовая отдача по топливу, например, для ускорителей многоразового применения будет недостаточно высокой, более эффективным может оказаться МВ КА с двумя ускорителями (см. рис. 12.18, т； у = 0,85). В этом случае, очевидно, для
каждого значения 1/ст. у1каждого значения 1/ст. у1будет существовать оптимальное зна-
каждого значения 1/ст. у1
каждого значения 1/ст. у1
чение l/CTty2, определяющее оптимальное распределение суммарной массы ускорителей (между первым и вторым ускорителем). Однако погрешность в определении максимума величины %кс, получаемая при замене оптимального значения УСт. у2 рекомен-
%К + Уст. У1%К + Уст. У122дуемой величиной
%К + Уст. У1
%К + Уст. У1
2
2
丿ст. у2 = ^ст. У1 + АУу1
массу i-ймассу i-йбудет незначительна (рис. 12.19).
массу i-й
массу i-й
Определяя из уравнения (12.41) оптимальную ступени
(12.47)
найдем массы отдельных ступеней МВКА.
Если задана масса нагрузки, выводимой на орбиту (твкс), и требуется определить минимальную стартовую массу МВКА
(/и。)，то последовательность определений массы отдельных ступеней должна быть такой: масса ускорителя (или внешнего топливного бака), а затем масса ступени-разгонщика (самолета-разгонщика).
. Из уравнения (12.47) получим:
—— масса ускорителя
_ *. . . ,9,8UT
М. у - 1 + !/е т. У
(12.48)(12.48)— масса ступени-разгонщика
(12.48)
(12.48)
他.。= (т. р+”п. с. р — 1 ](加У + 加вкс)•(12.49)
' С. р - 1 + 1/е9'81，т.с.р丿
Из уравнения (12.49) найдем ответ еще на один поставленный выше вопрос — какую нагрузку и до какой скорости способна разогнать первая ступень:
加氏С.p _加氏С.p _恤恤^^н. с« р^^н. с« рРис. 12.20. Влияние скорости старта ускорителя на величину ^вкс (」Т. у = 450 с; 唱 У = 0,955; ступень-разгонщик с ЖРД /т. с. р = 450 с): —，771T & р =0,95； — ♦ — •——Рис. 12.20. Влияние скорости старта ускорителя на величину ^вкс (」Т. у = 450 с; 唱 У = 0,955; ступень-разгонщик с ЖРД /т. с. р = 450 с): —，771T & р =0,95； — ♦ — •——公 e. p = °，925；~% с р = 0,90; X — У『:у； •—МКВА «Спейс Шаттл» (разгоннаяступень с РДТТ)公 e. p = °，925；~% с р = 0,90; X — У『:у； •—МКВА «Спейс Шаттл» (разгоннаяступень с РДТТ)"с. р+А%.с.р
加氏С.p _
加氏С.p _
恤
恤
^^н. с« р
^^н. с« р
Рис. 12.20. Влияние скорости старта ускорителя на величину ^вкс (」Т. у = 450 с; 唱 У = 0,955; ступень-разгонщик с ЖРД /т. с. р = 450 с): —，771T & р =0,95； — ♦ — •——
Рис. 12.20. Влияние скорости старта ускорителя на величину ^вкс (」Т. у = 450 с; 唱 У = 0,955; ступень-разгонщик с ЖРД /т. с. р = 450 с): —，771T & р =0,95； — ♦ — •——
公 e. p = °，925；~
% с р = 0,90; X — У『:у； •—МКВА «Спейс Шаттл» (разгоннаяступень с РДТТ)
公 e. p = °，925；~
% с р = 0,90; X — У『:у； •—МКВА «Спейс Шаттл» (разгоннаяступень с РДТТ)
< с р - 1 + 1/е 9,81%. & р
——. (12.50)
色г. с. р
Таким образом, предлагаемый метод позволяет быстро и с достаточной точностью решать ряд важных вопросов в процессе проектирования воз душно-космических самолетов, не прибегая к нахождению экстремума функции многих переменных. Варьируя в приведенных уравнениях величину AVc.p и значения параметров ^Т. С. Р j J т. с. р, ^Т. у И /т. у, можно определить влияние этих параметров на величину твкс, найти оптимальное значение Vct. у (рис. 12.20), другими словами, найти оптимальное распределение массы между ступенью-разгонщиком и ускорителем (топливным баком), обеспечивающее получение величины /йвкс (т. е. m^in) для тех или иных значений указанных параметров и т. д.
Весовой баланс ВКС
Одним из основных параметров ВКС и определяющим критерием при его проектировании является относительная масса полезной нагрузки (транспортируемый груз и космонавты), выводимой на орбиту с помощью данного ВКС. Этот параметр можно определить, пользуясь уравнением существования ВКС
^п. н ВКС ^ —(^ВКС пуст 4" ^т вкс)» (12.51) где /иПф н вкс = /Пп.нвкс^вкс — относительная масса полезной нагрузки ВКС; тВкс пуст = ^вкс пуст/^вкс — относительная масса пустого ВКС (без полезной нагрузки и топлива); тт Вкс = ^твкс/^вкс — относительная масса полного запаса топлива ВКС; Пвкс — масса полностью заправленного ВКС. Относительная масса пустого ВКС может быть представлена как сумма:
历вкс пуст = ^конвкс + 血с・ у ВКС + 血об Вкс + ^т. пВКС»
где тк0Нвкс = ^конвкс^вкс — относительная масса конструкции ВКС; тс. увКС = тс, увкс/^вкс — относительная масса силовой установки ВКС; тОб вкс = ^оевкс^вкс —— относительная масса оборудования ВКС; ^т.пвкс ^ ^т.пвкс^вкс — относительная масса теплозащитного покрытия ВКС.
Относительная масса силовой установки ВКС, как и самолета любого другого типа, зависит от величины стартовой тяговоору- женности. Однако тяговооруженность ВКС не будет лимитироваться чрезмерным увеличением величины /йс<уВКС, так как удельная масса современных ЖРД значительно меньше удельной массы ВРД (Тдвжрд = 0,012 ... 0,015).
Поэтому тяговооруженность ускорителей и ВКС, не опасаясь перетяжеления силовой установки, следует выбирать из условия обеспечения приемлемой перегрузки при разгоне и потерь скорости на преодоление сил гравитации и аэродинамического сопротивления, которые при прочих равных условиях будут определять величину /й&кс (рис. 12.21).
В период предварительного проектирования, учитывая возможные ограничения по перегрузкам и скоростному напору, следует принимать
尸yl R Ру2 R 尸вкс = 1, 4 ... 1, 8.
Расчеты показывают, что можно обеспечить следующие значения относительной массы компонентов mBKC 11y匸储
Крыло 0,045—0,055
Фюзеляж 0,14—0,16
Оперение (киль)0,010—0,012
Шасси 0,035—0,045
Основная силовая установка 0,10—0,12
Вспомогательная силовая установка0,02—0,025
Оборудование 0,08—0,09
Теплозащитное покрытие 0,07—0,09
12 С. М. Егер и др.353
^8Kcf&^8Kcf&Borq ускорителя на величину ^ВКС (匕丁. yi = 2000 м/с)Borq ускорителя на величину ^ВКС (匕丁. yi = 2000 м/с)Таким образом, относительная масса пустого ВКС твкс п ст = =0,50 ... 0,60.
^8Kcf&
^8Kcf&
Borq ускорителя на величину ^ВКС (匕丁. yi = 2000 м/с)
Borq ускорителя на величину ^ВКС (匕丁. yi = 2000 м/с)
Относительная масса полного запаса топлива ВКС
^т ВКС =加丁. кор + ^т. м + ^т. в，
「Де /пт. кор = шт. кор/швкс — относи^ тельная масса топлива на коррекцию скорости при выходе на орбиту； %т・м = ^т. м/^вкс — относитель- ная масса топлива, потребного для выполнения маневров в космосе; %т.в — ^т. в/^вкс — относительная масса топлива для возврата ВКС из космоса.
Необходимый расход топлива на изменение той или иной характеристики орбиты можно найти, воспользовавшись уравнением (12.38), так как изменение характеристик орбиты в конечном счете определяется соответствующим изменением скорости летательного аппарата:
"вкс
Атт = 1 一 1/еЗт всу,(12.52)
где AmT = AmT/mBKC — относительная масса топлива, израсходованного на изменение скорости ВКС на величину А1/Вкс; /тВсу — удельный импульс двигателя вспомогательной силовой установки ВКС.
Жидкий водород и жидкий кислород, по всей вероятности, еще долго будут наиболее р аспростр аненным топливом МВКА, так как обеспечивают удельный импульс 〜450 с (в то время как удельный импульс керосина равен только 〜280 с). Жидкий водород и жидкий кислород сравнительно дешевы в производстве, нетоксичны, не вызывают коррозию, а при сгорании образуют пар. Однако они чрезвычайно летучи, и это осложняет их хранение и исключает их использование в системах ориентации и маневрирования ВКС на орбите.
Коррекция скорости ВКС связана с тем, что внешний топливный бак должен отделяться незадолго до выхода ВКС на расчетную орбиту, когда скорость меньше орбитальной на 30 ... 45 м/с. В этом случае отпадает необходимость в использовании дополнительных тормозных двигателей для схода бака с орбиты. Для определения величины кор достаточно принимать 厶兀叩
40 м/с. Подставляя в уравнение (12.52) А1/вкс = ДУкор = — 40 м/с, получим тт, кор = 0,013.
Количество топлива, потребного для выполнения того или иного маневра в космосе, существенно зависит от вида маневра, который в свою очередь определяется величиной А1/м —— измене-
нием вектора скрости ВКС [см. уравнения (12.28) и (12.31)]. Подставляя требуемые значения Л1/м в уравнение (12.52), получим
необходимую величину /ит.м.
Представление о численном значении величины AVM и соответствующем значении тт.м дают следующие затраты топлива (при 」твсу = 312 с) на увеличение высоты А" или изменение угла наклона орбиты Л(р (исходная орбита: Н = 150 км;匕=ViK = =7810 м/с):
АН, км 15150350Лф° 1715
АУм = АУн, м/с447110АУм = А%, 1379542040
м/с
饱 т.м 0,0010,0150,035饱 т.м 0,0440,2680,487
Как видно из этих данных, значительное изменение угла наклона орбиты сопряжено с большими затратами топлива ВКС.
Эффективный сход летательного аппарата с орбиты наступает при тормозном импульсе, обеспечивающим А/ = S0 ... 45 м/с. Поэтому относительную массу топлива для возврата ВКС из космоса можно принимать тТвВ = 而т.кор — 0,013・
Следует заметить, что относительную массу полного запаса топлива можно получить непосредственно из уравнения (12.52), если известна (задана) величина ЛУВКС для всего комплекса маневров в космосе. Например, для ВКС фирмы «Рокуэлл» общий запас топлива обеспечивает приращение скорости ВКС до 305 м/с (при полезной нагрузке 29,5 т). Для такой величины АУвкс необходимо иметь /п^вкс = 0,10.
Определив относительную массу полного запаса топлива ВКС, из уравнения (12.51) можно найти величину /ц.нвкс* Для величины твкспуСТ = 0,5 ... 0,6 получим соответственно нвкс == °,40,3.
Таким образом, двухступенчатый МВКА с разгонной ступенью с 水РД и ВКС с внешним- топливным баком, двигатели которых работают на жидком водороде и жидком кислороде, способен выводить на околоземную орбиту высотой до // == 500 км полезную нагрузку с величиной /йшн = ^п.нвкс^вкс °>°35 ... 0,025.
ОСОБЕННОСТИ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ СХЕМЫ ВКСИ ГИПЕРЗВУКОВЫХ САМОЛЕТОВ
・ Воздушно-космический самолет
Основное влияние на аэродинамическую схему ВКС и гиперзвукового самолета оказывают такие факторы, как интенсивность и продолжительность аэродинамического нагрева в целом, интенсивность теплообмена в зонах интерференции, переход пограничного слоя в турбулентное состояние, эффективность органов управления (в частности, применение систем активного управления при уменьшенном запасе статической устойчивости приведет к снижению размеров и массы самолета) и т. д. Слож-
12*12*35
12*
12*
Рис. 12.22. Влияние шероховатости поверхности ВКС на аэродинамическое качество и коэффициент момента тангажа в зависимости от угла атаки:
В КС с треугольным крылом; В КС с несущим корпусом; 1 — шероховатость на 6,08 хорды; 2 — шероховатость на 0,04 длины фюзеляжа; 3 — участки с шероховатой поверхностью; 4 — гладкая поверхность; 5 — шероховатая поверхность； 6 — гладкая или шероховатая поверхность
ность выбора геометрических параметров в данном случае усугубляется еще и необходимостью значительных компромиссов мёжду аэродинамическими характеристиками аппарата при гиперзвуковых и дозвуковых скоростях полета.
Минимизация теплового потока в точке торможения достигается при входе аппарата в атмосферу на больших углах атаки с максимальной подъемной силой. На большей части нижней поверхности тепловой поток значительно меньше, чем на передней кромке. Эти преимущества, которыми не обладают траектории баллистических аппаратов, привлекли внимание конструкторов к схеме ВКС в виде аппарата с несущим корпусом.
Преимуществом аппарата с несущим корпусом (в сравнении с крылатым) является менее сложное решение проблемы теплоизоляции конструкции. Однако ВКС такой схемы обладает недостаточным аэродинамическим качеством при дозвуковых скоростях. Это усугубляется"1 воздействием на поверхность ВКС аэродинамического нагрева, в результате которого она становится шероховатой (носок фюзеляжа и носок крыла), что приводит к значительному снижению дозвуковых аэродинамических характеристик аппарата (рис. 12.22).
Эволюция аэродинамической схемы ВКС показана на рис. 12.23. Одним из наиболее важных изменений в схеме ВКС по сравнению с более ранними вариантами является использование низкорасположенного крыла с двойной стреловидностью по передней кромке (% ^ 2,3; угол стреловидности корневой части консоли приблизительно равен 80°, концевой части ——45°). Такая форма крыла в плане обеспечивает лучшие возможности балансировки при сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростях полета, чем треугольное крыло.
Рис. 12.23. Эволюция аэродинамической схемы ВКС:
/ 一 затупленный полуконус с углом раствора 60°; 2 — затупленный полуконус с углом раствора 30°； 3 — полуконус с концевыми шайбами; 4 — ВКС с несущим корпусом ( няя поверхность овальная); 5 — ВКС с несущим корпусом (нижияя поверхность пло ская); 6 — крылатый ВКС
Схема
М > 10
М < 1
J Схема
м > ю
М < 1
1
Кг =» 0,5
К 0,8
К 产 1,2
к比3
2
Кг 1,2
K长2
5
Кг 2
К * 8
3
К； « 1,2
К 3
6
Кг> 2
К> 6
аэродинамического качества при
Зависимость
Рис. 12.24.
посадке от сба -
лансированного коэффициента подъемной силы для ВКС и других самолетов: / — ВКС с выпущенным шасси; 2 — угол отклонения панелей воздушного тормоза 25°； 3 — то же* 55°; 4 — самолет F-104, шасси выпущено и закрылкн отклонены» включен воздушный тормоз; 5 — экспериментальный аппарат Х-15, закрылкн отклонены на 40°, шассн выпущено
Применение крыла с двойной стреловидностью позволяет улучшить аэродинамические характеристики ВКС при гиперзвуковых и сверхзвуковых скоростях и обеспечивает приемлемое аэродинамическое качество во время захода ВКС на посадку и при посадке (рис. 12.24). Следует, однако, отметить, что отсутствие средств механизации (схема《бесхвостка》не позволяет применять закрылки) делает величину посадочной скорости довольно высокой: "до© = 340 ... 360 км/ч. Такая посадочная скорость и посадка без двигателя требуют создания для ВКС специальной ВПП (в космическом центре им. Кеннеди построена посадочная полоса длиной 4,5 км и шириной 91 м).
Одним из важнейших геометрических параметров летательных аппаратов является удельная нагрузка на крыло или на несущую поверхность (для аппаратов с несущим корпусом, когда под несущей поверхностью понимается площадь проекции аппарата в плане). Для ВКС при гиперзвуковом полете удельная нагрузка на несущую поверхность будет обусловливаться уравнением (12.1), следовательно, величину этого параметра, необходимую для равновесного полета (планирования), при данной скорости на данной высоте, можно определить из уравнения (12.4).
Особенность формы вертикального оперения ВКС обусловлена стремлением получить более эффективное управление энергией
357
Угол атаки, с°Угол атаки, с°Рис. 12.25. Влияние изменения формы профиля вертикального оперения на аэродинамическое качество ВКС с треугольным крылом:/ —— ромбовидное сечение； 2 — клиновидное сечение (нормальное положение); 3 — хвостовая часть расширена‘Рис. 12.25. Влияние изменения формы профиля вертикального оперения на аэродинамическое качество ВКС с треугольным крылом:/ —— ромбовидное сечение； 2 — клиновидное сечение (нормальное положение); 3 — хвостовая часть расширена‘
Угол атаки, с°
Угол атаки, с°
Рис. 12.25. Влияние изменения формы профиля вертикального оперения на аэродинамическое качество ВКС с треугольным крылом:
/ —— ромбовидное сечение； 2 — клиновидное сечение (нормальное положение); 3 — хвостовая часть расширена‘
Рис. 12.25. Влияние изменения формы профиля вертикального оперения на аэродинамическое качество ВКС с треугольным крылом:
/ —— ромбовидное сечение； 2 — клиновидное сечение (нормальное положение); 3 — хвостовая часть расширена‘
в процессе планирования летательного аппарата. Для этой цели необходимо иметь киль с клиновидным профилем, а руль направления выполнить из двух расщепляющихся панелей, отклонение которых позволит регулировать лобовое сопротивление и наклон посадочной траектории ВКС (рис. 12.25).
. Гиперзвуковой самолет
Будущие гиперзвуковые самолеты пока определены лишь в общих чертах. Однако уже сейчас можно утверждать, что главная особенность аэродинамической схемы гиперзвукового самолета будет вытекать из строгой необходимости объединения планера и силовой установки самолета, продиктованной условиями работы ПВРД. Одним из возможных вариантов является схема «бесхвоста а» с треугольным крылом двойной стреловидности. Крыло должно иметь отрицательный угол установки, равный 3 ... 5°, что позволит увеличить углы атаки фюзеляжа при гиперзвуковых скоростях и повысить предварительное сжатие потока в воздухозаборнике ПВРД. Из этих соображений необходимо выбирать и форму поперечных сечений носовой части фюзеляжа.
Контуры хвостовой части фюзеляжа должны обеспечивать ее использование в роли выхлопного сопла ПВРД со сверхзвуковым горением (рис. 12.26).
Рис. 12.26. Возможная конфигурация будущего гиперзвукового самолета интегральной схемы:
/ — носовая часть фюзеляжа, служащая для предварительного сжатия воздуха; 2 —ПВРД иа водородном топливе; 3 — хвостовая часть, служащая
GQ№M SH“QBQd yCT&HQBKH
Влияние аэродинамического нагрева на внешнюю конфигурацию гиперзвукового самолета будет проявляться не в меньшей (если не в большей) степени, чем для ВКС. Будущий гиперзвуковой самолет должен иметь аэродинамическое качество в крейсерском полете (М ^ 6) не менее 4 ... 5. Поэтому поиски оптимальной аэродинамической схемы значительно усложняются.
ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУКЦИИ ВКСИ ГИПЕРЗВУКОВЫХ САМОЛЕТОВ
Силовая конструкция ВКС и гиперзвуковых самолетов принципиально не отличается от конструкции обычных самолетов. Однако при проектировании конструкции ВКС и гиперзвуковых самолетов необходимо учитывать такие факторы, связанные со скоростью полета, как интенсивность и продолжительность аэродинамического нагрева, а также расчетное число полетов или срок службы. Все эти факторы определяют главную особенность конструкции ВКС и гиперзвуковых самолетов, а именно способность работать в условиях высоких температур.
Система теплозащиты силовой конструкции зависит от конкретных условий полета. В случае интенсивного, но кратковременного нагрева (экспериментальный гиперзвуковой самолет) существует возможность использования абляционной теплозащиты, часто применяющейся ранее на космических аппаратах, однако требования достаточно длительного полета заставляют искать иные решения, например пленочное или конвективное
Рис. 12.27. Влияние скорости полета йа возможности конструкции летательных аппаратов:
/ — алюминий； 2 — тнтан； 3 — высокотемпературные сплавы； 4 — теплоизолирующие и абляционные материалы; 5 — «Конкорд»; 6 — высокотемпературная конструкция； 7, 8 ——гиперзвуковые самолеты; 9 ——охлаждаемая конструкция； 10 — ВКС «Спейс Шаттл»； 〃 •— КК «Аполлон»
Рнс. 12.28. Возможные системы теплозащиты ВКС и гиперзвуковых само-летов:
；иГ^ЖХХиГ7^^^^^-нель; ^ - абляционное покры-
алюмнннево-алюмнннево-нзолнру1014Hй слой/ 6 一 те獨㈱謡脇к皺禮梵旣躊豊絆5 一 тепло-бериллиевый сплав локаллой)
алюмнннево-
алюмнннево-
7 23*$■国困3口7 23*$■国困3口Рис./ — материал щиной от 19Рис./ — материал щиной от 1912.29. Схема теплозащитного покрытия ВКС «Спейс Шаттл»'£2； 2 —尸。крытне HRSI, 20 000 плиток'мм зависимости от локального :FRS二黑。剧牆。в Ра縱汴9胃断=тся编鼠幫喘*后應I и мм, 5 — металл или стекло咼12.29. Схема теплозащитного покрытия ВКС «Спейс Шаттл»'£2； 2 —尸。крытне HRSI, 20 000 плиток'мм зависимости от локального :FRS二黑。剧牆。в Ра縱汴9胃断=тся编鼠幫喘*后應I и мм, 5 — металл или стекло咼:размером 152 X 152 MM и тол-нагрева); 3 — покрытие LRSI,:размером 152 X 152 MM и тол-нагрева); 3 — покрытие LRSI,покрытиепокрытие
7 23*$
■国困3口
7 23*$
■国困3口
Рис.
/ — материал щиной от 19
Рис.
/ — материал щиной от 19
12.29. Схема теплозащитного покрытия ВКС «Спейс Шаттл»'
£2； 2 —尸。крытне HRSI, 20 000 плиток'
мм зависимости от локального :
FRS二黑。剧牆。в Ра縱汴9胃断=тся编鼠幫喘*后應
I и мм, 5 — металл или стекло咼
12.29. Схема теплозащитного покрытия ВКС «Спейс Шаттл»'
£2； 2 —尸。крытне HRSI, 20 000 плиток'
мм зависимости от локального :
FRS二黑。剧牆。в Ра縱汴9胃断=тся编鼠幫喘*后應
I и мм, 5 — металл или стекло咼
:размером 152 X 152 MM и тол-нагрева); 3 — покрытие LRSI,
:размером 152 X 152 MM и тол-нагрева); 3 — покрытие LRSI,
покрытие
покрытие
охлаждение расходуемым охладителем (активная система теплозащиты). В случае кратковременного и сравнительно умеренного нагрева возможно применение теплопоглощающей конструкции (самолет Х-15). Для длительного интенсивного нагрева необходима установка внешней изоляции в форме теплозащитных экранов (ВКС). Возможности конструкции самолетов различного типа показаны на рис. 12.27. Примеры конструктивного выполнения различных систем теплозащиты представлены на рис. 12.28.
Расположение теплозащитного покрытия на поверхности ВКС показано на рис. 12.29.
Часть вторая
ПРОЕКТИРОВАНИЕ ЧАСТЕЙ САМОЛЕТА
Глава 13
ОБЩИЕ ОСНОВЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯЧАСТЕЙ САМОЛЕТА
ВЫБОР КРИТЕРИЯ ОПТИМИЗАЦИИПРИ ПРОЕКТИРОВАНИИ ЧАСТЕЙ САМОЛЕТА
Ниже, в гл. 14...19, будут показаны особенности проектирования отдельных частей самолета： крыла, фюзеляжа, оперения, силовой установки, систем управления и шасси. Главной задачей этого проектирования является обеспече* ние оптимальности данной части самолета. Однако из теории проектирования сложных систем известно, что система, состоящая из локально оптимальных частей, в общем случае не является оптимальной. Из этого не следует, что оптимизация по частям не имеет смысла. Во-первых, оптимизация по частям совпадает с оптимизацией системы в целом, если параметры отдельных частей независимы. Во-вторых, в ряде случаев оптимизация в целом невозможна или затруднена из-за сложности или неопределенности ее математической модели и тогда при- хддится оптимизировать систему по частям, надеясь, что результат будет недалек от оптимального. И наконец, в-третьих, оптимизация по частям имеет смысл в том случае, если критерий оптимизации либо является единым для частей системы и для системы в целом, либо является частью общего критерия оптимизации, хорошо реагирующей на изменение независимых параметров данной части самолета.
Например, единым критерием оптимизации для самолета в целом может быть получение наименьшей массы самолета* при взлете. Для отдельной части самолета, например крыла, может быть либо этот же критерий оптимизации, либо более совершенный критерий %», имеющий следующую структуру:
呼 кр —百加 кр — ЗКкр + CS — D/Пт, где ткр — масса крыла; Ккр — аэродинамическое качество крыла; S — площадь крыла; Мт — масса топлива, размещаемого в крыле. Коэффициенты Л, В, С и D являются индивидуальными для каждого проектируемого самолета, отражая тактико-технические требования к самолету (дальность полета, крейсерскую скорость и скорость захода на посадку, величину полезной нагрузки и снаряжения и т. п.).
Такой критерий для оценки оптимальности отдельно взятой части самолета, имея простой вид, может дать возможность оптимизировать части самолета без обращения к математической модели самолета в целом и принять более сложную математическую модель данной части, позволяющую оптимизировать ее «внутреннюю структуру», с учетом необходимого при этом изменения параметров, определяющих ее внешние формы. Составляющие части критерия показывают рациональное направление дальнейшей работы по совершенствованию данной части самолета и позволяют оценить влияние связей между отдельными частями самолета, отбрасывая несущественные.
132 ОСНОВНЫЕ ЗАДАЧИ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ЧАСТЕЙ САМОЛЕТА
В процессе проектирования отдельной части самолета решаются следующие основные задачи：
выбор оптимальных величин основных параметров и геометрических размеров;
выбор оптимальной формы, оптимальных внешних обводов;
выбор оптимальной конструктивно-силовой схемы данной части самолета как развитие и уточнение схемы, сделанной в процессе конструктивносиловой компоновки всего самолета (см. разд. 8.3);
выбор оптимальных материалов и технологических процессов, имея целью обеспечение минимальной массы данной части самолета при выполнении требований по характеристикам аэроупругости, термостойкости, статической, динамической и усталостной прочности и минимальной стоимости изготовления данной части самолета в серийном производстве при соблюдении заданных форм и требуемого качества поверхности；
обеспечение удобства и минимальных затрат на эксплуатационное обслуживание данной части самолета, имея в виду возможность свободного подхода для осмотра и ремонта всех жизненно важных мест в конструкции и оборудовании данной части самолета и свободного выполнения необходимых нивелировочно-регулировочных работ.
В гл. 4 и 7 был показан метод определения основных парамеров самолета： удельной нагрузки на крыло р0, тяговооруженности 尸°, площади крыла S и суммарной взлетной тяги двигателей Ро, а в гл. 6 ——метод определения взлетной массы самолета /и0 в первом приближении. В зависимости от величины этих параметров и от заданных летно-технических характеристик выбираются и оптимизируются основные параметры и геометрические размеры частей самолета:
для крыла: удлинение %, угол стреловидности %, сужение ”，относительные толщины профилей у корня н на конце крыла ё, угол поперечного V, характеристики геометрической н аэродинамической крутки и выбор механизации;
—для фюзеляжа: мидель Sm. ф, удлинение Лф, длина фюзеляжа /ф, удлинения носовой и хвостовой частей фюзеляжа;
—для оперения: плечи горизонтального (£「. о) н вертикального (Лв. о) оперения, площади этих оперений S「. о и SB, о> площади рулей S. в и SP.H, сужения %, о и Пв. о, удлинения Хг. о'и Хв. 0;' '
для шасси и силовых установок: размеры стоек и колес шасси, размеры воздухозаборников и сопел, мидели гондол двигателей или гондол обтекателей шасси и др.
Выбор этих параметров и размеров позволяет уточнить величину взлетной массы самолета во втором приближении и провести вторую итерацию, уточнение основных параметров самолета и основных параметров и размеров крыла, фюзеляжа, оперения и других частей самолета.
Выбор оптимальной формы частей самолета связан с выбором:
профилей крыла и оперения и с законом их распределения по размаху;
положения крыла и оперения относительно фюзеляжа и взаиморасполо- жения ГО и ВО;
—поперечного сечения фюзеляжа и обводов носовой и хвостовой частей фюзеляжа;
положения шасси и возможности уборки шасси в крыло или фюзеляж (с требованием наличия или отсутствия специальных обтекателей);
—формы воздухозаборников, гондол двигателей, пилонов, на которых эти гондолы установлены, и сопловых устройств,
В выборе форм возникает необходимость взаимной увязки отдельных частей самолета в целях уменьшения взаимного влияния этих частей на характер совместного обтекания их воздушным потоком, имея в виду возможность появления отрицательной интерференции (увеличения сх0) или, наоборот, создания положительной интерференции((например, использования «правила площадей» или создания дополнительных «скачков уплотнения» перед воздухозаборниками на сверхзвуковых скоростях полета).
Когда формы выбраны, то построение обводов самолета и его частей выполняется в соответствии с методами, приведенными в разд. 8.4.
Выбор оптимальных конструктивно-силовых схем частей самолета, выбор материалов и возможных технологических процессов изучается студентами авиационных высших учебных заведений в курсах «Проектирование конструкции самолета», «Строительная механика самолета», «Технология производства самолетов» и «Материаловедение».
Развитие авиационной техники, рост скоростей полета и скоростных напоров, необходимость увеличения срока службы самолетов до 30 000, 40 000 и даже до 60 000 летных часов обостряет такие проблемы, как обеспечение статической и динамической устойчивости конструкции в полете, усталостной прочности Конструкции (в：том числе в условиях аэродинамического нагрева и в условиях коррозии материалов), акустической прочности конструкции (от шума двигателей и турбулентного потока, обтекающего самолет). Вс七 они предъявляют противоречивые требования как к форме, так и к конструктивно-силовой схеме данной части самолета (например, снижение уровня допустимых напряжений на растяжение для повышения усталостной прочности). Это определяет итеративность процесса проектирования отдельных частей самолета: выбранные в результате предыдущей итерации формы, обводы, размеры и конструктивно-силовая схема данной части самолета после проверки их путем расчетов на удовлетворение указанным выше противоречивым требованиям, после проверки их на взаимную увязку с другими частями самолета уточняются, и. этот процесс вновь повторяется до достижения оптимального решения.
Ниже (в гл. 14…19) дается выбор основных схем, размеров н форм отдельных частей самолета; выбор других характеристик этих частей (конструктивных, прочностных, технологических и др.) рассматривается в специальных курсах.
Глава 14
ПРОЕКТИРОВАНИЕ КРЫЛА САМОЛЕТА
14.L ОСНОВНЫЕ ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ПАРАМЕТРЫ КРЫЛА
Удлинение крыла
Геометрическое удлинение крыла является безразмерным геометрическим параметром и определяется выражением
X =步/S,(14.1)
где I — размах крыла, м; S — площадь крыла, м2.
При определении аэродинамических характеристик крыла пользуются не геометрическим, а эффективным удлинением. На малых скоростях, при Мполета < Мкрит, когда воздушный поток принимается несжимаемым,
^ф-несж-Т^^— »
бнесж = Q，°2^^~(3,1 — -^- + "^^) ,(14.2)
где х — угол стреловидности крыла по линии 1/4 хорд; т]— н 瓦仇一сужение крыла или отношение корневой хорды крыла 瓦 к концевой хорде Ьк.
Следует помнить, что замена %эф на X при расчете аэродинамических характеристик крыла может дать большие ошибки. Например, для крыла с т)=4 и %=35° (cos % = 0,82) при геометрическом удлинении X = 8 эффективное удлинение %* = 7, а при 九=10 Хэф = 8,5; ошибка может составить 12,5 ... 15 %.
364
В условиях закритического обтекания в околозвуковом диа-пазоне скоростей полета, когда сказывается сжимаемость воздуха°—入 аф. несж
сж = —1 十 бс£ 11
сЮХ(Сср)^3(М 一 Мкрнт)' ПрИ 1〉М〉Мкрнт； /и &、
Опри М < Мкрит,
где сср — средняя относительная толщина крыла.
При Q > О
Мкрит — Мкрнт — ^/2(ёСр)1/2,(14.4)
а Мкрит — критическое число М для крыла при су = О,
1+ 伍)4/3 佃+ 1产/3&竝2/3 ]
где %с — угол стреловидности крыла по линии максимальных толщин; х = 1,4 — показатель адиабаты воздуха.
Средняя относительная толщина крыла
Средняя относительная толщина крыла определяется как 魂 р = 5м.кр/5 = Sm. кр>(14・6)
где Sm・kp ——площадь крыла при виде спереди (мидель), м2.
Для конического трапециевидного крыла
_ 0,5(每十%* _ &十" _ 瓦建+瓦Wk _ %П十备f 〃4 7\ °’ О,5(Ьо + Ьн)2 6。十 ％M 十 Ькq+【'
где 九()=boco ——абсолютная толщина корневого сечения, м;九长— = Ькск ~ абсолютная толщина концевого сечения, ' м.
Нельзя определять среднюю толщину крыла как среднеарифметическую величину между с0 и ск, так как относительная толщина профилей в коническом крыле меняется нелинейно. Например, для крыла с корневой хордой Ь{ —10 м и с0 = 15 % и с концевой хордой Ьк = 4 м и ск == 5 % средняя относительная толщина крыла будет не 10 % (как среднеарифметическая), а
一 10 0,15 + 4 0,051,7 с 1014 г 1О14П/
%р = —%干4=守=0,1214 или 12,14%.
Форма срединной поверхности
Геометрической характеристикой крыла является также форма его срединной поверхности. Она определяется как полусумма ординат верхней и нижней поверхностей крыла, образованных верхними и нижними обводами профилей:
%р (х, %)=』也в (х, z) + % (х, г)].
Для некоторых крыльев срединная поверхность характеризуется набором вогнутых профилей, повернутых на угол ф (z) относительно корневого сечения (z = 0). В соответствии с этим различают аэродинамическую крутку, характеризуемую распределением вогнутостей профилей по размаху f (z), и грометриче- скую крутку, определяемую законом углов поворота сечений (хорд) по размаху крыла 屮(z). Средними параметрами, характеризующими аэродинамическую и геометрическую крутки крыла, могут служить:
1中ер = 丁1中ер = 丁+/2■J屮⑵Ь⑵虑•1/2•_+/2■J屮⑵Ь⑵虑•1/2•_「+〃2
1
中ер = 丁
1
中ер = 丁
+/2■
J屮⑵Ь⑵虑•
1/2•_
+/2■
J屮⑵Ь⑵虑•
1/2•_
‘ерН飞"J f⑵ь⑵必
L-//2.
В качестве обобщенного параметра крутки можно принять величину
Фер ~ Фер + 4f Ср.
В общем случае для крыла, произвольного по форме в плане, обобщенным параметром крутки, характеризующим искривленность срединной поверхности, может быть принята величина
@p =%[ jj屮(元 z)dxdz ,
где 屮(х, z)=。丸噤^幺) угол между касательной в плоскости Y0X к срединной поверхности крыла и координатной плоскостью XOZ.
Объем крыла
Очень важной геометрической характеристикой крыла является его объем, который может быть использован для размещения топлива. Для крыльев с прямолинейными образующими по передней и задней кромкам максимальный теоретический объем всего крыла (м3) может быть вычислен по формуле
гдегде二 4 21TПс + п + % + 2 睜_ 9(т)+ 1)(Лс+1)二 4 21TПс + п + % + 2 睜_ 9(т)+ 1)(Лс+1)(14.8)(14.9)(14.8)(14.9)
где
где
二 4 21TПс + п + % + 2 睜_ 9(т)+ 1)(Лс+1)
二 4 21TПс + п + % + 2 睜_ 9(т)+ 1)(Лс+1)
(14.8)
(14.9)
(14.8)
(14.9)
т)с = ,= т) Гсужение крыаа при виде спереди.
Обычно для размещения топлива используется не весь объем крыла, а только часть его между лонжеронами, особенно если эта часть является силовым кессоном. По размаху крыла кессон также используется не полностью: исключаются концевые части
крыла, имеющие малую толщину, и корневая часть внутри фюзеляжа (у некоторых пассажирских самолетов). Весь кессон-бак может быть разделен на отдельные отсеки или отдельные баки.
Когда оси переднего и заднего лонжеронов (стенок баков) проходят вдоль крыла по постоянным значениям
撈撈рис 14.1. Расчетная схема определения' объема топливных баков в крылерис 14.1. Расчетная схема определения' объема топливных баков в крыледолей (процентов) текущих хорд, т. е. 万кс (^) = const (方 кс ——относительная хорда t-го кессон-бака), бн (z)долей (процентов) текущих хорд, т. е. 万кс (^) = const (方 кс ——относительная хорда t-го кессон-бака), бн (z)const (бн — относительная хорда苗置,S1a,渡。課需ХМ。嚅旣，。儲д嚣二霭pH:謊Р я 《3/2
撈
撈
рис 14.1. Расчетная схема определения' объема топливных баков в крыле
рис 14.1. Расчетная схема определения' объема топливных баков в крыле
долей (процентов) текущих хорд, т. е. 万кс (^) = const (方 кс ——относительная хорда t-го кессон-бака), бн (z)
долей (процентов) текущих хорд, т. е. 万кс (^) = const (方 кс ——относительная хорда t-го кессон-бака), бн (z)
гдегде做=做=4ППс4ППс(П + 1) (Пс + 1)(П + 1) (Пс + 1)i—пi=li—пi=l(14Л0)(14Л0)^ = 25Kcf [бкс- (1 -25н£ --Y^e^ + ^i^-5^]' (14Л1)^ = 25Kcf [бкс- (1 -25н£ --Y^e^ + ^i^-5^]' (14Л1)財i = &i — %Hi) [1I (n — i) Ok •- 1) 十 ЗпПс ■財i = &i — %Hi) [1I (n — i) Ok •- 1) 十 ЗпПс ■2硒 c — n — Па2硒 c — n — Па2пПс2пПс&i -端)+&i -端)+(14.12)(14.12)qn(3PR г — 2z 〃 一 относительная координата концаnS размаху； Й： = ^1 - относительная координатаqn(3PR г — 2z 〃 一 относительная координата концаnS размаху； Й： = ^1 - относительная координатакессон-бака начала кес-кессон-бака начала кес-сон-бака по размаху.Масса заливаемого в кессон-баки топливаm也=^步К6=800步式6，(14.13)так как обычно применяемый на самолетах с ТРД и ТВД в ка* честве топлива керосин имеет удельный вес у 勺 800 даН/м3.АЭРОДИ НАМИ Ч ЕС КИ Е ХАРАКТЕРИСТИКИ КРЫЛЬЕВУМЕРЕННЫХ И БОЛЬШИХ УДЛИНЕНИЙ 仇》3)сон-бака по размаху.Масса заливаемого в кессон-баки топливаm也=^步К6=800步式6，(14.13)так как обычно применяемый на самолетах с ТРД и ТВД в ка* честве топлива керосин имеет удельный вес у 勺 800 даН/м3.АЭРОДИ НАМИ Ч ЕС КИ Е ХАРАКТЕРИСТИКИ КРЫЛЬЕВУМЕРЕННЫХ И БОЛЬШИХ УДЛИНЕНИЙ 仇》3)НесущаяНесущаяспособность крыльевспособность крыльев(определение величины(определение величины或)或)^кб =々近一为厂，
где
где
做=
做=
4ППс
4ППс
(П + 1) (Пс + 1)
(П + 1) (Пс + 1)
i—п
i=l
i—п
i=l
(14Л0)
(14Л0)
^ = 25Kcf [бкс- (1 -25н£ --Y^e^ + ^i^-5^]' (14Л1)
^ = 25Kcf [бкс- (1 -25н£ --Y^e^ + ^i^-5^]' (14Л1)
財i = &i — %Hi) [1
I (n — i) Ok •- 1) 十 ЗпПс ■
財i = &i — %Hi) [1
I (n — i) Ok •- 1) 十 ЗпПс ■
2硒 c — n — Па
2硒 c — n — Па
2пПс
2пПс
&i -端)+
&i -端)+
(14.12)
(14.12)
qn(3PR г — 2z 〃 一 относительная координата концаnS размаху； Й： = ^1 - относительная координата
qn(3PR г — 2z 〃 一 относительная координата концаnS размаху； Й： = ^1 - относительная координата
кессон-бака начала кес-
кессон-бака начала кес-
сон-бака по размаху.
Масса заливаемого в кессон-баки топлива
m也=^步К6=800步式6，(14.13)
так как обычно применяемый на самолетах с ТРД и ТВД в ка* честве топлива керосин имеет удельный вес у 勺 800 даН/м3.
АЭРОДИ НАМИ Ч ЕС КИ Е ХАРАКТЕРИСТИКИ КРЫЛЬЕВУМЕРЕННЫХ И БОЛЬШИХ УДЛИНЕНИЙ 仇》3)
сон-бака по размаху.
Масса заливаемого в кессон-баки топлива
m也=^步К6=800步式6，(14.13)
так как обычно применяемый на самолетах с ТРД и ТВД в ка* честве топлива керосин имеет удельный вес у 勺 800 даН/м3.
АЭРОДИ НАМИ Ч ЕС КИ Е ХАРАКТЕРИСТИКИ КРЫЛЬЕВУМЕРЕННЫХ И БОЛЬШИХ УДЛИНЕНИЙ 仇》3)
Несущая
Несущая
способность крыльев
способность крыльев
(определение величины
(определение величины
或)
或)
Несущая способность крыльев умеренных и больших удлинений на малых дозвуковых скоростях полета при безотрывном обтекании х ар актер из уетс я зависимостью коэффициента
367
подъемной силы от угла атаки и его производной по углу fl атаки:；
Су = с* (а — а0),(14.14) |
где а0 — угол атаки при су = 0;1
碎=需=2"岸,(14.15) J
где р — отношение полупериметра крыла к его размаху. Для крыльев с прямолинейными передними и задними кромками i и с концевыми хордами, параллельными потоку,
/ =+(14」6) 1
где%ц.кЯ %з.к — соответственно углы стреловидности по перед- ' ней и задней кромкам крыла. Они связаны друг с другом следующим образом:
tg%3.K = tg%B.K-4^TT- (14」7):
Формулы (14.14) и (14.15) применимы практически для крыльев любой формы в плане.
'Влияние сжимаемости воздуха при дозвуковых скоростях полета на подъемную силу крыла может быть учтено с помощью дозвукового закона подобия, если вместо величин Q,入笑н tg % в формулах для су (а) подставить величины су |/1 — М2 , X у\ — М2 и tg %//1 — М2 . В формуле (14.15) влияние сжимаемости может быть учтено через безразмерный параметр р. Для крыльев с прямолинейными кромками вместо р принимается
Рсж = 4 S-M+g2 bl. к +，l-M2+tg2%3.K ) +
十停IF(14J8)
Формулы (14.15 ... 14.18) неприменимы для расчетов в околозвуковом (трансзвуковом) диапазоне скоростей (М ^ 0,85 ... 1,15). При таких скоростях полета обтекание крыла является смешанным, т. е. на поверхности крыла имеются зоны местных дозвуковых и сверхзвуковых скоростей. Общего метода расчета несущих свойств крыльев в этом диапазоне скоростей (особенно при М s^ ^ 1) не существует. На основании обработки и обобщения экспериментальных материалов, используя правила подобия, с достаточной для практики точностью можно определить величину с： крыла при М = 1 по формуле
(14.19)(14.19)a _■ 2 秋
(14.19)
(14.19)
y =丽»/3+5,
Для крыльев с прямолинейными передними и задними кромками и концевой хордой, параллельной потоку (для стреловидных крыльев с сужением),
玖(C)V3 = Х(с)*/з у 1+ tg%.K +
tg%u.Ktg%u.Ki-(n-i)i-(n-i)2(П —1)% 传)i/3(n+D2(П —1)% 传)i/3(n+D/1 + tg2 Хп. к/1 + tg2 Хп. к(14.20)(14.20)
tg%u.K
tg%u.K
i-(n-i)
i-(n-i)
2(П —1)
% 传)i/3(n+D
2(П —1)
% 传)i/3(n+D
/1 + tg2 Хп. к
/1 + tg2 Хп. к
(14.20)
(14.20)
М а = су maxМ а = су max一 (с)2/з \,J [入(С)1/3一 (с)2/з \,J [入(С)1/3” max% M=1” max% M=11 + ©2/3 2 -1 + ©2/3 2 -11|2|2X(c)V3JX(c)V3J(14.22)(14.22)
М а = су max
М а = су max
一 (с)2/з \,
J [入(С)1/3
一 (с)2/з \,
J [入(С)1/3
” max
% M=1
” max
% M=1
1 + ©2/3 2 -
1 + ©2/3 2 -
1
1
|2
|2
X(c)V3J
X(c)V3J
(14.22)
(14.22)
Число M, при котором с® будет иметь максимальное значение, определяется зависимостью
(14.21)
а отношение c；max к с： при M 三 1 выражением
Несущие свойства крыльев, различных по форме в плане, на сверхзвуковых скоростях полета не могут быть описаны какой-нибудь одной зависимостью, так как границы крыла определяют характер взаимного влияния отдельных его участков. Например, в зависимости от того, являются ли кромки крыла (передние и задние) дозвуковыми (tg %f > / ДР — 1 ) или сверхзвуковыми (tg 心 < /М2 — 1 ) могут быть получены те или иные формулы для зависимости с； (М). Для прямого крыла при X |/М2 — 1 > 1 имеем
诡=•(14.23)
”/М2 _ 1〈2%рМ2—1 丿''
При 厶 /М2 —— 1 < 1 получается более сложная и громоздкая зависимость. Для прямого крыла с наклонными боковыми кромками в случае, если они дозвуковые (| tg %б.к | > ]/М2 — 1 ), при X /评二 Т > 1 ,
皮=(1 _4.(14.24)
В случае, если они сверхзвуковые,
(14.25)
т. е. такая же, как у крыла бесконечного размаха или при двухмерном обтекании плоской пластины.
Большой интерес для проектирования представляют характеристики стреловидных крыльев на сверхзвуковых скоростях полета. Однако теоретическое определение их несущей способ-
369
ности очень сложно: зависимости с； (М) получаются весьма громоздкими. Приближенно эти зависимости могут быть представлены в следующем виде:
—— для дозвуковых передних кромок
44Е 仇)tg Хп.кЕ 仇)tg Хп.к1!-т+Т1!-т+Тt I 2arccos (—g)-(2一&)(1+敢2.t I 2arccos (—g)-(2一&)(1+敢2.++1十几m»1十几m»2rl2rl
4
4
Е 仇)tg Хп.к
Е 仇)tg Хп.к
1!-т+Т
1!-т+Т
t I 2arccos (—g)
-(2一&)(1+敢2.
t I 2arccos (—g)
-(2一&)(1+敢2.
+
+
1十几m»
1十几m»
2rl
2rl
(14.26).
а для сверхзвуковых
с；с；8 fl - (1加) arccos (一日/n)8 fl - (1加) arccos (一日/n)ntgxn.K I 1 + Entgxn.K I 1 + E++arccos (1/加)arccos (1/加)nJ曲—1nJ曲—1++Е arccos (1/m)'Е arccos (1/m)'/m2 — 1/m2 — 1++(14.27)(14.27)
с；
с；
8 fl - (1加) arccos (一日/n)
8 fl - (1加) arccos (一日/n)
ntgxn.K I 1 + E
ntgxn.K I 1 + E
+
+
arccos (1/加)
arccos (1/加)
nJ曲—1
nJ曲—1
+
+
Е arccos (1/m)'
Е arccos (1/m)'
/m2 — 1
/m2 — 1
+
+
(14.27)
(14.27)
Здесь Е 3) — полный эллиптический интеграл второго рода с модулем k = /1 —加2, где т =L； Е =党
%口・ К ^о АП. К
Приведенные выше зависимости с； (М) охватывают широкий класс крыльев по форме в плане, наиболее часто применяемых на практике. Для этих крыльев зависимости с? (М) могут быть построены во всем летном диапазоне скоростей от дозвуковых до сверхзвуковых, включая и трансзвуковую зону. Кривая с； (М) в околозвуковом диапазоне чисел М должна пройти через точки 或(Мкрит < 1),爲=с%ах (М 叁 1) И с?=礎(М = 1), плавно сопрягаясь с кривыми о； (М) для дозвуковых и сверхзвуковых скоростей.
Зависимость с? (М) необходима для проектирования крыла при определении максимальной эксплуатационной и расчетной перегрузок в случае вертикального порыва ветра (если эти перегрузки становятся больше маневренных, как, например, для тяжелых и большинства пассажирских самолетов).
Максимальная несущая способность крыла
Максимальная несущая способность крыла характеризуется величиной с,max, которая зависит от набора профилей по размаху； крутки и формы крыла в плане, т. е. от его аэродинамической компоновки. Аэродинамическая компоновка крыла должна учитывать особенности обтекания крыла. Для стреловидных крыльев эти особенности таковы:
концевые части крыла несут относительно большую нагрузку, чем корневые, и это при увеличении углов атаки а (при увеличении с») приводит к концевым «срывам» потока, если крыло плоское и не имеет аэродинамической крутки;
[с.14.2. Зависимостиmax ⑵ Н Су местн ⑵ ДЛЯ стреловидного крыла[с.14.2. Зависимостиmax ⑵ Н Су местн ⑵ ДЛЯ стреловидного крылапограничный слой на крыле дви- г жется, перетекает от корня к концам 夕 крыла, и это усиливает тенденцию стреловидного крыла к концевым срывам потока вследствие накопления на верхней поверхности з ато р можен но го пограничного слоя и вследствие больших положительных градиентов давления по оси ОХ в концевых сечениях； в) появление концевых срывов потока на стреловидном крыле вызывает появление кабрирующих продольных моментов (уменьшение величины пикирующих продольных моментов) и по
[с.14.2. Зависимости
max ⑵ Н Су местн ⑵ ДЛЯ стреловидного крыла
[с.14.2. Зависимости
max ⑵ Н Су местн ⑵ ДЛЯ стреловидного крыла
явление нелинейности в зависимости^т; (а)： или тг (q), что затрудняет управление самолетом. ' 亠
На рис. 14.2 представлено распределение по размаху значений су местн для стреловидного крыла, имеющего трапециевидную форму и составленного из однотипных профилей. Так как профили крыла в корне имеют обычно большую относительную толщину, то из-за влияния этой толщины значения сутах профилей, из которых составлено крыло, к концу крыла уменьшается. При увеличении углов атаки и при увеличении сд крыла в целом значения су местн вначале достигают значений сутах (при а2), а затем при а > «2 должны были бы превосходить его, но это невозможно, так как в зоне, где должно было бы быть су местп > ^тах,. зарождается и развивается срыв. На рис. 14.2 видно, что он возникает у конца крыла.
Рис. 14.3. Примерная зависимость су местн (z) от величины сужения крыла “ и от величины угла стреловидности крыла %Рис. 14.3. Примерная зависимость су местн (z) от величины сужения крыла “ и от величины угла стреловидности крыла %Зависимость распределения циркуляции по размаху стреловидного крыла от величины сужения крыла п и угла стреловидности крыла х представлена на рис. 14.3.
Рис. 14.3. Примерная зависимость су местн (z) от величины сужения крыла “ и от величины угла стреловидности крыла %
Рис. 14.3. Примерная зависимость су местн (z) от величины сужения крыла “ и от величины угла стреловидности крыла %
Рис. 14.4.1 Образование «ложки» в зависимости /и》= =f (с»)：1 — концевое сечение (~8 %);2 — корневое сечеиие (~14 %);3 — «ложка»; Л, В — срыв потокаРис. 14.4.1 Образование «ложки» в зависимости /и》= =f (с»)：1 — концевое сечение (~8 %);2 — корневое сечеиие (~14 %);3 — «ложка»; Л, В — срыв потокаНа рис. 14.4 показано протекание зависимости величины продольного момента стреловидного крыла mz по углу атаки а. При увеличении углов атаки крыла до угла cq кривая т2 (а) имеет отрицательный наклон, характеризующий устойчивое поведение самолета. При появлении срыва на конце крыла (а = cq) несущие свойства концов крыла с дальнейшим увеличением углов атаки не растут, а несущие свойства корневых участков крыла увеличиваются (там срыва нет), поэтому пикирующий момент крыла начинает уменьшаться. Кривая тг (а) приобретает положительный наклон (на кривой появляется «ложка»), и самолет становится неустойчивым по углу ата
Рис. 14.4.1 Образование «ложки» в зависимости /и》= =f (с»)：
1 — концевое сечение (~8 %);
2 — корневое сечеиие (~14 %);
3 — «ложка»; Л, В — срыв потока
Рис. 14.4.1 Образование «ложки» в зависимости /и》= =f (с»)：
1 — концевое сечение (~8 %);
2 — корневое сечеиие (~14 %);
3 — «ложка»; Л, В — срыв потока
ки. С дальнейшим увеличением углов атаки, когда срывное обтекание охватывает большую часть крыла, отрицательный наклон кривой может восстановиться.
Появление срыва потока на прямом крыле приводит к тому, что после достижения сут^ происходит резкое падение су, а линейное протекание зависимости су (а) сохраняется до су, близких к су тах. На стреловидном крыле после появления срыва потока на концах начинается отклонение протекания су (а) от линейного, но еще продолжается рост су до сутах, падение су после сут^ происходит медленнее. Чем больше угол стреловидности крыла %, тем раньше начинается отход зависимости су (а) от линейной и тем плавнее изменение величины су в зоне сутах. Сама величина Су max ПОДЧИНЯеТСЯ УСЛОВИЮ
Су max % > 0 = Q max % = О COS 小(14.28)
Большое влияние на су тах оказывает сжимаемость воздуха. Для современных умеренно толстых профилей 伍=10 ... 15 %), которые имеют турбулентный тип срыва, влияние сжимаемости начинает сказываться уже при числах М = 0,2 ... 0,3. Углы атаки, при которых еще только начинается отрыв на хвостике профиля, т. е. когда на профиле появляется зона сверхзвуковых скоростей при су = 0, заканчивающаяся скачком уплотнения, почти монотонно убывают по числам М до нуля при М = Мкрит.
Конструктивные мероприятия по повышению несущих свойств стреловидных крыльев ,
Для повышения величины ^^ стреловидных крыльев и увеличения величины су доп, соответствующей началу нелинейности в зависимостях тг (а) или су (а) (в целях уменьшения ве- 372
личины «ложки» и сдвига ее на большие значения а), при аэродинамической компоновке крыла могут быть проведены следующие мероприятия.
Создается аэродинамическая крутка крыла путем установки на концах крыла вогнутых профилей, обладающих высоким значением су maXJ и установки в корне крыла малонесутцих профилей с уплощенной верхней поверхностью и даже с отрицательной вогнутостью. При такой компоновке крыла пунктирная кривая Cgmax (2) на рис. 14.3 меняет свой наклон: ее правая часть поднимается, а левая часть (соответствующая корневым профилям) опускается. При увеличении су всего крыла кривая распределения Суместн (2)， поднимаясь вверх, касается кривой су тах (г) где-то в середине полуразмаха: срыв начинает развиваться в средней части крыла при значительно больших значениях сут^ крыла, «ложка» в кривой тг (а) уменьшается и (или) сдвигается в сторону больших значений углов атаки.
Создается геометрическая крутка крыла с установкой концевых сечений крыла на некоторый отрицательный угол (носик профиля вниз) относительно корневых сечений. При увеличении су крыла и а концевые сечения позже подходят к тем местным углам атаки, при которых с этих сечений может начаться срыв, и суммарный су крыла при этом растет по сравнению с плоским крылом.
Следует отметить, что при изгибе стреловидного крыла в полете под влиянием аэродинамической нагрузки происходит закручивание концов крыла в сечениях по полету, как это показано на рис. 14.5.
Для уменьшения вредного влияния стекания пограничного слоя к концам крыла на верхней поверх но сти крыл а устанавливаются перегородки, образующие вихри,
Рис. 14.5. Изменение углов атаки сечений "стреловидного крыла при изгибекрыла в плоскости хорд:
А — вид иа крыло в плоскости изгиба; / — ось жесткости и плоскость чистого изгиба крыла (без кручения аэродинамическими силами); 2 — изогнутая плоскость хорд； 3 — положение сечеиия доизгиба; 4 — положение сечеиия после изгиба; Ф — угол крутки сечеиия крыла при изгибе
Рис. 14.6. Схема установки перегородок на стреловидном крыле
которые препятствуют преждевременному отрыву пограничного слоя (рис. 14.6).
Вместо перегородок на крыле может создаваться скачкообразное изменение хорд с изменением профиля носка крыла («клюв»). В районе《клюва》создается вихрь, который также препятствует преждевременному отрыву пограничного слоя; дополнительное сопротивление при этом (по сравнению с перегородками) уменьшается, так как исключается трение воздуха о поверхность перегородок.
Вредное действие отрыва пограничного слоя может быть уменьшено при установке одного или двух рядов турбулизаторов, представляющих собою отдельно установленные перпендикулярно поверхности крыла обтекаемые профили-лопатки. Турбулизаторы создают за собой вихри, перемешивающие пограничный слой со свежим потоком и увеличивающие его кинетическую энергию, предотвращая преждевременный срыв потока.
Сопротивление крыла
Из курса «Аэродинамика самолета» известно, что суммарное лобовое сопротивление крыла может быть представлено уравнением поляры самолета
сх = с#о + cxi = с#о + R)脸(14.29)
где cxQ — коэффициент вредного лобового сопротивления; cxi — коэффициент индуктивного сопротивления; О0 — коэффициент отвала поляры.
Коэффициент вредного лобового сопротивления может быть представлен в виде
Go — схр +(14.30)
где схр ——коэффициент профильного сопротивления; схв ——коэффициент волнового сопротивления, возникающий на скоростях полета, превышающих Мкрит;
。叩=2“皿(1 + Зс) [1 + Z(5M — 3)] SOM + 0,001/щ, (14.31) где q 口л ——коэффициент трения плоской пластины,
八о,455/[_.40-5/8、4/5.
ТГ； 0,1М2产/3(lgRe产58+声 ) ,(14.32)
Sqm —— относительная площадь омываемой части крыла,
Sqm =1 — ^ИНтЗцф；
5пф ——относительная площадь подфюзеляжной части крыла; ^инт — коэффициент интерференции, имеющий следующие зна
чения:
Схема ВысокопланСреднепланНизкоплан
^инт 0,90,70,5
/щ —— относительная суммарная длина (размах) щелей на крыле (между крылом и элеронами, крылом и закрылками и т. п.); Re — число Рейнольдса; хп — относительная координата на хорде профиля точки перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный,
(Юп .
元口一 min /к + 灯 или V Хс^ь
Здесь хс и Xf — относительные координаты местоположения максимальной толщины и вогнутости профиля; бПр ——относитель
1g1g0,08М21 + 0,3 丽 _0,08М21 + 0,3 丽 _ная хорда предкрылка.
1g
1g
0,08М2
1 + 0,3 丽 _
0,08М2
1 + 0,3 丽 _
九=5 + [ 1,3 + 0,6М (1 — 0,25М2)]
где йш ——средняя высота бугорков шероховатости поверхности крыла, %(5 ... 15)* 10~в м.
Волновое сопротивление на околозвуковых скоростях можно
определить по формуле
2л九悟)2 COS %с/ М Мкрнт Y(4 — 3 М — Мкрнт \
(14.33)
где %c — стреловидность по линии максимальных толщин; Мкрит 一 критическое число М для крыла при @ = 0 [см. (14.5)]; М%тах — числ0 М, соответствующее Схв шах»
Мс* 皿=£{1 + °，4 豊『[2— 九(№3cos2/3%c『 (14.34)
Волновое сопротивление на сверхзвуковых скоростях (М〉 1 2)-
'•% =噺響L[i+%：_ 1)叫(14.35)
,0,16 仇J和2-1- % tg%)2Ф = 1 + 0J6 U /м2 - f-I tg-^о,0,16 仇J和2-1- % tg%)2Ф = 1 + 0J6 U /м2 - f-I tg-^огде йпр = 1 для ромбовидного профиля; йпр = 4/3 для профиля, образованного дугами окружности; йпр = 3 ... 4 для дозвукового профиля;
,0,16 仇J和2-1- % tg%)2
Ф = 1 + 0J6 U /м2 - f-I tg-^о
,0,16 仇J和2-1- % tg%)2
Ф = 1 + 0J6 U /м2 - f-I tg-^о
при /М2— l«tg%c・при /М2— l«tg%c・при J/M2— l〉tg%c
при /М2— l«tg%c・
при /М2— l«tg%c・
Таким образом, вредное лобовое сопротивление может быть определено по (14.30) с помощью зависимостей (14.31) и (14.33) или (14.35) во всем диапазоне чисел М полета. Более того, эти за-
висимости включают геометрические параметры крыла © %, %, f и др.)» что позволяет использовать их при определении оптимальных параметров самолета. ।
Индуктивное лобовое сопротивление крыла также можно рассматривать состоящим из двух видов сопротивлений: вихревого и волнового. Первое имеет место на всех скоростях полета, второе — на околозвуковых и сверхзвуковых.
(14.36)(14.36)На малых скоростях индуктивное сопротивление определяется выражением
(14.36)
(14.36)
*'冗九аф несж
где %0ф. несж ——эффективное удлинение крыла в несжимаемом потоке 1см. (14.2)].
В условиях закритического обтекания (по числам М) в околозвуковом диапазоне скоростей, когда сказывается сжимаемость воздуха (при М > Мкрит)
鼻，(14.37)
где %ф.сж определяется по (14.3).
Для крыльев со сверхзвуковыми передними кромками индуктивное сопротивление
cxt =喲％，(14.38)
где соответствующая производная с； определялась ранее.
^xi = ^yl^y — Ет%^xi = ^yl^y — Ет%(14.39)(14.39)В случае дозвуковых передних кромок для крыльев стреловидных и других форм в плане индуктивное сопротивление с учетом подсасывающей силы может быть определено с помощью выражения
^xi = ^yl^y — Ет%
^xi = ^yl^y — Ет%
(14.39)
(14.39)
где % — коэффициент подсасывающей силы, |т — коэффициент ее реализации. Для острых передних кромок ^т = 0 для скругленных 裔—0,8 ... 1,15.
Коэффициент подсасывающей силы
ЛХ /1 —酒弓
где Е 伍)и т — см. выражение (14.27).
Обратную величину эллиптического интеграла Е (旬 можно аппроксимировать выражением (^) q -^- (-^- arccos k + + arcsin 風
Тогда коэффициент индуктивного сопротивления крыльев с дозвуковыми передними кромками при полете на сверхзвуковых скоростях определится выражением
ууI m JlX/1 —加27昭声依)I m JlX/1 —加27昭声依)(14.40)(14.40)
у
у
I m JlX/1 —加2
7昭声依)
I m JlX/1 —加2
7昭声依)
(14.40)
(14.40)
Рис. 14.7. Оптимальная форма срединной поверхности [крыла с аэродинамической и геометрической круткой (пример)
Следует заметить, что подсасывающая сила может быть частично реализована и на профиле с острым носком, если только он будет отогнут вниз на угол, несколько превышающий угол атаки крыла на данном режиме полета.
С этой целью для повышения максимального аэродинамического качества на стреловидных и треугольных крыльях применяют так называемую «коническую» крутку крыла (см. рис. 10.3). Такая крутка эффективна на околозвуковых скоростях; на больших сверхзвуковых скоростях она может дать некоторое снижение максимального аэродинамического качества. Для того чтобы обеспечить минимальное индуктивное сопротивление, необходимо применять крылья с неплоской срединной поверхностью. Закон изменения срединной поверхности у = у (х, 2)или крутки крыла определяется при решении вариационной или экстремальной задачи на минимум индуктивного сопротивления при заданных изопериметрических условиях и условиях связи, определяющих либо только заданную подъемную силу (min cxi при су = const), либо силу и нулевой продольный момент при заданной степени продольной статической устойчивости (min cxi при су = const и mzQ = —т^Су = const).
На рис. 14.7 представлен один из возможных законов крутки для неплоской срединной поверхности, состоящей из аэродинамической f (2) и геометрической 屮(2) круток крыла.
Выбор оптимальной крутки крыла является актуальной задачей не только при проектировании крыльев сверхзвуковых тяжелых или пассажирских самолетов, но и при проектировании дозвуковых и околозвуковых самолетов со стреловидными крыльями.
Из выражения максимального качества Кщах = gk 叫ф. сж/с#0 следует, что для его повышения необходимо подбирать удлинение, форму в плане и крутку крыла, но также тщательно подбирать форму профилей и их распределение по крылу, так как за счет этого можно значительно уменьшить с*。； без этого немыслимо освоение околозвуковой зоны скоростей.
На величину Ктах оказывает влияние продольная балансировка самолета, особенно на сверхзвуковых скоростях полета (см. разд. 8.1.2).
14・2・5・ Моментные характеристики крыла
Продольный момент крыла т2 зависит от аэродинамической компоновки крыла и от режима полета (су и М).
В первом приближении mz —小 + гп^су, где нулевой момент mzQ зависит от аэродинамической и геометрической круток крыла, а также от числа М полета; степень продольной статической устойчивости т^ = хт —元尸кр кроме центровки хт зависит от положения фокуса крыла xF кр, который в свою очередь зависит от формы крыла в плане и от числа М.
Для дозвуковых скоростей он может быть приближенно определен по формуле
兄尸中=xf проф + 0,033 ^Х tg %i/2 + T彳；)笃 J" , (14.41)
где 元户 проф = -j- [ 1 — 2 (ccp)2] — фокус профиля co средней толщиной крыла.
Изменение фокуса от сжимаемости воздуха в диапазоне чисел Мкр^т < М < 1,2 может быть определено тоже приближенно по формуле
А芬=А元F max左尸(М),(14.42)
где ' Axfmax = -|-(0,12 + 0,03-^L)j^ f ; (14.43)
kp (М)=kp (М)=M_M；pQ приприM_M；pQ приприприприM V Мкрнг；M V Мкрнг；Мкрнт《М V 1,2；Мкрнт《М V 1,2；М^ 1,2.(14.44)М^ 1,2.(14.44)
kp (М)=
kp (М)=
M_M；pQ при
при
M_M；pQ при
при
при
при
M V Мкрнг；
M V Мкрнг；
Мкрнт《М V 1,2；
Мкрнт《М V 1,2；
М^ 1,2.
(14.44)
М^ 1,2.
(14.44)
Формулы (14.41) и (14.44) могут быть использованы для широкого класса крыльев.
Наибольший вклад в степень поперечной устойчивости самолета 咸 вносит крыло. Момент крена от крыла на единицу угла скольжения характеризуется производной дтх кр/^р = /и? пр. Величину этой производной можно оценить по формуле
咸кр = £[(1 +"^^卜句2+с?屮-^Т» (14.45) где с?" = @：翁;%i/2 — угол стреловидности крыла по 1/2 хорд; 屮一угол поперечного V крыла (все углы в радианах).
378
Из (14.45) видно, что на сверхзвуковых скоростях (при с；" < < 0) или на закритических углах атаки (с； < 0)крыло может иметь обратную реакцию по крену.
Для самолета в целом моментные характеристики тг и тх должны учитывать интерференцию крыла с фюзеляжем и другими агрегатами самолета, а также работу хвостового оперения. На характеристики тг и тх существенное влияние оказывают упругие деформации крыла и других агрегатов самолета.
14.2,6. Выбор параметров крыла на начальнойстадии предварительного проектирования
Выбор геометрических параметров крыла производится на основе компромиссов между аэродинамическими, весовыми и объемными характеристиками в процессе оптимизации всех параметров самолета при условии выполнения им заданных тактикотехнических или технико-экономических требований.
Приведенные в предыдущих разделах данной главы зависимости дают возможность выполнять этот процесс оптимизации. Однако в начальной стадии предварительного проектирования при выборе схемы самолета встает задача предварительного выбора параметров крыла, которые в последующих стадиях и будут уточняться и оптимизироваться. Это относится в первую очередь к выбору формы крыла в плане.
В выборе формы крыла для дозвуковых самолетов решающим условием является обеспечение полета на крейсерской скорости при М ^ Мкрит- Выражения (14.4) и (14.5) показывают, что величина Мкрит зависит от средней относительной толщины крыла 〃р и от угла стреловидности крыла %. Так как величина сср может изменяться в очень ограниченных пределах и определяется условиями статической и динамической прочности, а также возможностью размещения в нем горючего, то определяющим в выборе форм крыла в плане является выбор угла стреловидности.
Приближенно можно считать, что
Мкрнт%>0 = Мкрнт %=o/COS % ИЛИ Мкритх>0 ^^S % = Мкрнт%=0 = COflSt. Это дает возможность, приняв определенные значения для Мкрчт прямого крыла (% = 0), выбирать предварительные значения угла % исходя из заданной величины крейсерской скорости и соответствующего ей числа М = Мкрит-
В первом приближении можно полагать, что в зависимости от профилей крыла Мкрнт%=о принимает следующие значения:
Нормальные высоконесущие профили0,65
Скоростные профили0,70
Суперкритические профили 0,75иболее.
Однако при этом выборе следует учитывать, что @тах%>о ^ 右 Cgmax% = Q cos % н с увеличением угла % величина сут^ умень-
Рис. 14.8. [Схемы зализов и наплывов на крыле: а — зализы; 6 — наплывы / — передний залнз； 2 — задний залнзРис. 14.8. [Схемы зализов и наплывов на крыле: а — зализы; 6 — наплывы / — передний залнз； 2 — задний залнзшается; уменьшается и величина аэродинамического качества. Это обстоятельство непосредственно влияет на взлетно-посадочные характеристики самолета и на характеристики дальности . полета.
Рис. 14.8. [Схемы зализов и наплывов на крыле: а — зализы; 6 — наплывы / — передний залнз； 2 — задний залнз
Рис. 14.8. [Схемы зализов и наплывов на крыле: а — зализы; 6 — наплывы / — передний залнз； 2 — задний залнз
При компоновке самолета в корне крыла часто применяются зализы и корневые . наплывы (задние и передние). Для дозвуковых самолетов со стреловидным крылом:
—зализы уменьшают вредную интерференцию
между крылом и фюзеляжем, особенно у самолетов с нижним расположением крыла;
—передние наплывы уменьшают сопротивление крыла вслед- стйие уменьшения «срединного эффекта》(стреловидное крыло в своей центральной части имеет свойство прямого крыла с соответствующим увеличением с)
— передние и задние наплывы позволяют при сохранении относительной толщины крыла увеличить его абсолютную (строительную) высоту для размещения, например, шасси в убранном положении.
Относительное увеличение площади крыла за счет наплывов может быть подсчитано по формулам (рис. 14.8): —для переднего наплыва
Sn. Н = Sn. h/S — W. н (tg%n. н — tg%n. к)；(14.46)
—для заднего наплыва
S3, н = S§. н/S = W. н (tg %3. н — tg %з. к)»(14.47)
me 巨口・ н н *з・ н — относительные размахи наплывов; хп>н и x3tH — углы стреловидности нацлывов по передней и задней кромкам; %п. к и Хз.к ——углы стреловидности передней и задней кромок базового крыла.
_ В расчетах для дозвуковых самолетов, если площадь наплывов Sjj.h + S3.H V 0，15, то обычно наплывы не учитываются ни в площади крыла, ни в расчете средней аэродинамической хорды. Если Sn.H + S3.H》0,15, то в расчетах принимается
S = S&. к (1 + Sn. н + SQ,(14.48)
где Sg. к — площадь базового крыла.
夠0
Величина САХ (力а) в этом случае рассчитывается как для составного крыла по формулам (8.39) и (8.40).
Для сверхзвуковых самолетов передние корневые наплывы имеют большое значение. На дозвуковых скоростях полета положение фокуса крыла (xF) рассчитывается по САХ базового крыла, учитывая, что наплывы мало влияют на это положение. При переходе на сверхзвуковые скорости полета работает вся площадь крыла одинаково и положение фокуса (xF) меньше сдвигается назад по сравнению со сдвигом его без наплыва. Можно так подобрать площадь и стреловидность переднего наплыва, что положение фокуса базового крыла без учета наплывов на дозвуковых скоростях полета и положение фокуса крыла с наплывами на сверхзвуковых скоростях будут почти совпадать и величина trfy = =元丁 一元卜 практически останется постоянной.
Следует иметь в виду, что применение передних наплывов увеличивает «ложку» в кривой mz (cj и сдвигает ее на меньшие углы атаки.
При выборе величин %, %, п н 8cp следует учитывать и влияние их на массовые характеристики крыла. Расчет массы крыла приведен в гл. 6 [см. выражения (6.5), (6.8), (6.9) и (6.11)]. В общем виде зависимость массы крыла от его геометрических параметров может быть представлена для прямого крыла в следующем виде:
ткр = 4 好加 + ВМ/2 +C^- + D, (14.49)
где 々“ =45,5 (1 + 1/п) — (п + 1) — коэффициент, учитывающий влияние сужения крыла; Д, В, С, D — коэффициенты, не зависящие от X, ё0 и Т).
Формула (14.49) дает возможность судить о влиянии 2ь, ё0 и т] на массу крыла. Подставив в формулу (14.49) вместо X выражение Vcos2 X, получим формулу для массы стреловидного крыла:
m =4 斗-色 + 82^_ +e+ D； (14.50) HP COSaX % COSX入 1/2 1，
Эта формула дает возможность судить о влиянии угла стреловидности % на массу.
Формулы (14.49) и (14.50) позволяют сделать следующие выводы:
увеличение X ведет к существенному увеличению ткр;
увеличение 备 приводит к уменьшению ткр;
увеличение сужения п приводит к уменьшению ткр;
увеличение угла стреловидности х влечет за собой увеличение
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ КРЫЛЬЕВМАЛОГО УДЛИНЕНИЯ (% & 3)
Особенности обтекания и несущиесвойства крыльев малого удлинения
Обтекание крыльев малого удлинения, различных по форме в плане, является существенно пространственным даже при небольших углах атаки. Оно характеризуется интенсивным перетеканием воздуха с нижней поверхности на верхнюю через боковые или передние (большой стреловидности) кромки. Образующиеся на этих кромках пространственные вихревые пелены (вертикальные или наклоненные внутрь крыла) сворачиваются в мощные вихревые жгуты над крылом по его концам вдоль потока. Далее по потоку они соединяются с концевыми вихрями, образующимися от основной вихревой пелены крыла (рис. 14.9). Такая пространственная вихревая система индуцирует на верхней поверхности крыла вдоль хорд дополнительную скорость. В соответствии с законами гидродинамики на верхней поверхности крыла возрастает разрежение, которое создает дополнительную подъемную силу, с избытком компенсирующую потери от местных срывов потока вдоль боковых или передних стреловидных кромок.
'Такой аэродинамический эффект у крыла малого удлинения усиливается с увеличением угла атаки. Он затягивает полный срыв потока до больших углов атаки, которые практически даже не всегда могут быть достигнуты.
Коэффициент подъемной силы крыла, учитывающий и образующуюся при пространственном обтекании крыла малого удлинения дополнительную подъемную силу,
(1+2 中)，(14.51)
где р ——отношение полупериметра крыла к его размаху ——определяется выражениями (14.16) и (14.18)
Эту зависимость можно применять для крыльев умеренно малых удлинений (1 < X < 3). Для крыльев очень малых удлинений (X с 1) зависимость су (а) на малых углах имеет вид
Су —■ ^лХ/2) (ос — а。) и Су зтХ/2.
Нелинейность по углам атаки для таких крыльев можно учесть с помощью выражения (14.51); если иметь в виду, 旧、^что при X 0 р -> 2/Х, тогда
Необходимо отметить, что влия- ние срывов потока на уменьшение Рис. 14.9. Схема вихревых жгу- нелинейного прироста су (а) будет тов на крыле малого удлинения , Происходить на ОДНИХ И тех же
истинных углах атаки с учетом скоса потока, т. е. примерно при одних и тех же значениях &тах независимо от удлинений крыльев. При одинаковых профилях максимальные значения су 响 крыльев будут также примерно равны при любых удлинениях (рис. 14.10).При сверхзвуковых скоростяхистинных углах атаки с учетом скоса потока, т. е. примерно при одних и тех же значениях &тах независимо от удлинений крыльев. При одинаковых профилях максимальные значения су 响 крыльев будут также примерно равны при любых удлинениях (рис. 14.10).При сверхзвуковых скоростяхо W 203040 5°о W 203040 5°Рис. 14.10. Зависимость су, (а) для крыльев различных удлинений:——•——•—— ——линейная теория;—————нелинейная теория; ，с учетом срывовРис. 14.10. Зависимость су, (а) для крыльев различных удлинений:——•——•—— ——линейная теория;—————нелинейная теория; ，с учетом срывовполета для треугольных крыльев со сверхзвуковой передней кромкой величина cj вычисляется по формуле (14.25). При дозвуковых передних кромках (tg хп. к < < // М2 — 1 ) для треугольных крыльев имеет место зависимостьполета для треугольных крыльев со сверхзвуковой передней кромкой величина cj вычисляется по формуле (14.25). При дозвуковых передних кромках (tg хп. к < < // М2 — 1 ) для треугольных крыльев имеет место зависимость,а2 冗& = Е (⑤)tg Уп：к,а2 冗& = Е (⑤)tg Уп：к(14.53)(14.53)где Е (А) — полный эллиптический интеграл второго рода с модугде Е (А) — полный эллиптический интеграл второго рода с модулемлемk = J/ 1 — m2fk = J/ 1 — m2fт =т =/ м2 -1tg Хп. к/ м2 -1tg Хп. кВ качестве универсальной зависимости для с： треугольных крыльев можно принять простую полуэмпирическую формулуВ качестве универсальной зависимости для с： треугольных крыльев можно принять простую полуэмпирическую формулу車=車=4Х4Х% 丿必—1 + о,з '% 丿必—1 + о,з '(14.54)(14.54)
истинных углах атаки с учетом скоса потока, т. е. примерно при одних и тех же значениях &тах независимо от удлинений крыльев. При одинаковых профилях максимальные значения су 响 крыльев будут также примерно равны при любых удлинениях (рис. 14.10).
При сверхзвуковых скоростях
истинных углах атаки с учетом скоса потока, т. е. примерно при одних и тех же значениях &тах независимо от удлинений крыльев. При одинаковых профилях максимальные значения су 响 крыльев будут также примерно равны при любых удлинениях (рис. 14.10).
При сверхзвуковых скоростях
о W 203040 5°
о W 203040 5°
Рис. 14.10. Зависимость су, (а) для крыльев различных удлинений:
——•——•—— ——линейная теория;
—————нелинейная теория; ，с учетом срывов
Рис. 14.10. Зависимость су, (а) для крыльев различных удлинений:
——•——•—— ——линейная теория;
—————нелинейная теория; ，с учетом срывов
полета для треугольных крыльев со сверхзвуковой передней кромкой величина cj вычисляется по формуле (14.25). При дозвуковых передних кромках (tg хп. к < < // М2 — 1 ) для треугольных крыльев имеет место зависимость
полета для треугольных крыльев со сверхзвуковой передней кромкой величина cj вычисляется по формуле (14.25). При дозвуковых передних кромках (tg хп. к < < // М2 — 1 ) для треугольных крыльев имеет место зависимость
,а2 冗
& = Е (⑤)tg Уп：к
,а2 冗
& = Е (⑤)tg Уп：к
(14.53)
(14.53)
где Е (А) — полный эллиптический интеграл второго рода с моду
где Е (А) — полный эллиптический интеграл второго рода с моду
лем
лем
k = J/ 1 — m2f
k = J/ 1 — m2f
т =
т =
/ м2 -1tg Хп. к
/ м2 -1tg Хп. к
В качестве универсальной зависимости для с： треугольных крыльев можно принять простую полуэмпирическую формулу
В качестве универсальной зависимости для с： треугольных крыльев можно принять простую полуэмпирическую формулу
車=
車=
4Х
4Х
% 丿必—1 + о,з '
% 丿必—1 + о,з '
(14.54)
(14.54)
Следует заметить, что нелинейность су (а) у крыльев малых удлинений на сверхзвуковых скоростях практически исчезает.
Сопротивление и моментныехарактеристики крыльев малого удлинения
Вредное лобовое сопротивление сх0 крыльев малого удлинения определяется по тем же формулам, что и для крыльев умеренного и большого удлинения на дозвуковых скоростях полета. Вихревое индуктивное сопротивление для крыльев малых удлинений (X《3) определяется по формуле
分1==3^7吟 (14.55)
На сверхзвуковых скоростях полета общее индуктивное сопротивление (вихревое и волновое) этих крыльев при оптимальном (эллиптическом) распределении нагрузки по размаху и хордам
определится выражением
(14.56)
Для уменьшения сопротивления крыльев малого удлинения, как и для крыльев большого удлинения, применяют аэродинамическую и геометрическую крутку.
Протекание кривой т2 (с») на дозвуковых скоростях для крыльев малого удлинения зависит от их формы в плане:
—«оживальные» крылья имеют нелинейную характеристику типа «ложка»;
—«готические» крылья, наоборот, имеют возрастание степени продольной устойчивости по &;
—треугольные крылья имеют практически линейную зависимость тг (@).
На сверхзвуковых скоростях нелинейность mz (@) практически отсутствует на крыльях любой формы.
Форма крыла в плане, в том числе наличие и размеры переднего наплыва, и крутка крыла особенно важны для самолетов бесхвостовой схемы, аэродинамическая компоновка крыльев которых определяется соотношением 巾之。=——тг^ус для основного режима полета.
ХАРАКТЕРИСТИКИ АЭРОУПРУГОСТИ КРЫЛА
Работа реальной конструкции самолета вообще, и крыла в частности, характеризуется взаимодействием аэродинамических сил, сил упругости и массовых сил. При проектировании крыла необходимо учитывать это важнейшее обстоятельство. Такой учет предполагает соответствующий выбор геометрических параметров крыла в сочетании с выбором его конструктивно-силовой схемы и рационального размещения масс конструкционного материала. Рассмотрение взаимодействия только аэродинамических сил и сил упругости связано с решением задач статической аэроупругости. К ним относятся вопросы дивергенции крыла, реверса элеронов, потери запаса продольной статической устойчивости от упругих деформаций крыла.
При добавлении к этим силам сил инерции масс конструкции возникают задачи динамической аэроупругости.
При решении таких задач рассматриваются явления флаттера (динамическая устойчивость конструкции), бафтинга (динамическое поведение конструкции при срывном обтекании), динамических реакций в конструкции на внешние возмущения (порыв ветра, посадки и т. п.).
Статическая аэроупругость
При современных скоростях полета жесткость крыла при изгибе и при кручении часто определяет выбор основных параметров крыла. Общее выражение для максимального относительного прогиба свободнонесущего крыла:
丿=4 =区专屮， е方о
где В】—некий коэффициент, зависящий от закона распределения нагрузки и моментов инерции сечений лонжерона по размаху.
Из формулы (14.57) следует, что при увеличении Л относительный прогиб на конце крыла увеличивается, а при увеличении с0 прогиб уменьшается; при увеличении 刀 относительный прогиб уменьшается.
Общее выражение для угла закручивания для контура (нагруженного моментом на конце) имеет следующий вид:
一 МКРут£ г
0。 - 4G产中6 '
где(р0 — угол закручивания на конце крыла; Мкрут ——крутящий момент, приложенный к концу крыла; G — модуль упругости второго рода;尸一площадь контура сечения; dS ——элементарный отрезок контура; 6 — толщина оболочки.
Относительный угол закручивания на конце крыла с 刀=1 будет
屮 о// = ВаМкрут 入/肃 (14.58)
Таким образом, относительные углы закручивания растут при увеличении удлинения X и уменьшаются при увеличении с0-
Недостаточная жесткость крыла при изгибе и кручении сказывается в полете самым неблагоприятным образом. Большие изгиб- ные и крутильные деформации крыла приводят к тому, что крыло вследствие изменения углов атаки сечений крыла и угла поперечного V значительно меняет свои аэродинамические характеристики.
Очень большие крутильные деформации при малой жесткости кручения приводят к явлению частичной и даже полной потери эффективности элерона, называемому реверсом элеронов.
Рассмотрим это явление для наглядности упрощенно для элемента крыла длиной dz. При отклонении элерона на абсолютно жестком крыле на угол % коэффициент подъемной силы элемента крыла длиной dz может быть выражен следующим образом:
су = -^"3。+ а) +、Су (бэ).
При отклонении элерона на упругом крыле на тот же угол 6Э коэффициент подъемной силы элемента крыла длиной dz выразится так (рис. 14.11):
с，у =卷^ Go + а) + Aq Зэ)—岑~ В (14.59) где <р ——угол, на который элемент крыла повернется в результате действия момента от элерона.
385385Угол ф определится из условия равенства момента кручения от действия элерона, отклоненного на угол 6Э, и момента от действия внутренних сил упругости крыла и зависит от скоростного напора д.
385
385
13 С. М. Егер и др.
Рис. 14.11. Влияниеfзакручивания нежесткого крыла на угол 屮 при воздействии на него силы R, создаваемой элероном, на величину су (явление ре-
верса элеронов; = ~~ 屮
Если угол закручивания <р при некотором значении скоростного напора, называемом скоростным напором реверса элеронов (д — %), будет настолько велик, что
' 謂…с№)，
то прирост подъемной силы элемента крыла от действия отклоненного элерона будет погашен уменьшением подъемной силы вследствие поворота элемента крыла на угол <р (см. рис. 14.11), при этом, следовательно, эффективность элерона будет равна нулю. Можно построить график изменения момента МХэ, создаваемого отклонением элеронов относительно оси ох, по скоростному напору q (рис. 14.12).
При некотором значении q = % как видно из графика, М冷= =0. Следовательно, при g =夕卩 начинается явление реверса элеронов —элероны полностью теряют свою эффективность, и при дальнейшем увеличении q самолет начнет крениться в противоположную сторону.
Стреловидность крыла весьма значительно влияет на его из- гибную и крутильную жесткость. Чем больше угол стреловидности, тем больше деформации при прочих равных условиях. На рис. 14.13 показана зависимость прогибов /стр на конце стреловидных кессонных крыльев и углов закручивания(рстр концевых сечений от х- Прогибы и углы закручивания здесь отнесены к прогибам и углам закручивания прямых крыльев со всеми прочими данными, равными данным стреловидных крыльев.
Упругие деформации конструкции крыла необходимо учитывать при его проектировании.
Для самолетов большой дальности полета в целях сохранения высокого аэродинамического качества (обеспечения минимального индуктивного сопротивления или эллиптичности распределения циркуляции по размаху крыла на крейсерском режиме полета) необходимо к оптимальной аэродинамической (геометрической) 386
Рис. 14.12. Зависимость эффективности элеронов от скоростного напора для абсолютно жесткого (/) и упругого (2) крыльевРис. 14.12. Зависимость эффективности элеронов от скоростного напора для абсолютно жесткого (/) и упругого (2) крыльев
Рис. 14.12. Зависимость эффективности элеронов от скоростного напора для абсолютно жесткого (/) и упругого (2) крыльев
Рис. 14.12. Зависимость эффективности элеронов от скоростного напора для абсолютно жесткого (/) и упругого (2) крыльев
Рис. 14.13. Зависимость стрелы прогиба %тр и угла закручивания фетр от величины угла стреловидности % (,стр и фетр — стрела прогиба и угол закручивания конца стреловидного крыла; /пр и фПр — то же соответственно прямого крыла)
крутке крыла “ ( z) добавить расчетную крутку от упругих деформаций крыла с обратным знаком, т. е. А(ррасч (г)=—理謂(2)・ Суммарная расчетная крутка ненагруженного крыла
唠2м(2) = (р。 侈)一唠請(2)
должна быть отражена в конструктивных чертежах крыла и в чертежах на производственную оснастку. Тогда действительная крутка крыла в полете может быть равна (или почти равна) заданной оптимальной крутке, т. е.
暇耻tВ⑶=% © _崂員可十哪胃(2) Q Фа (2).
так как 屮§^7^ ^ 屮^Г Q)，если действительные деформации будут примерно равны расчетным.
Для маневренных самолетов учет упругости крыла может быть связан с требованием сохранения его аэродинамической эффективности (су упр су нсестк или А@упр^0) или Продольной устойчивости и управляемости (m2 упр ^ mz жестк или 厶巾丿口卩^ ^ 0). Для крыла произвольной формы в плане можно записать:
А© уПр Q ^~ J 1<ркруч (*) COS Хц. ж —■ 8нзг (*) Si。"ц. ж] © (*)匕(*)"“ о
(14.60) или
А恨 упр Q 歹 J [фкруч (2) COS %Ц. Ж •0нзг (^) Sin %ц. ж] су (*)匕(巨)X ° X [X^^iz) — xn]dz,(14.61)
где фкрун (г) и 0ИЗГ (г) — соответственно угол закручивания и угол наклона упругой линий крыла по строительному размаху вдоль 13*387
линии центров жесткости в сечении крыла с координатой 2; у& 出= =Хц. ж (2) — стреловидность линии центров жесткости в данном сечении крыла; 鑑(г) — производная коэффициента подъемной силы сечения по углу атаки; b (2)——закон изменения длины хорд по размаху крыла;尤注口(2) —зависимость положения центра давления по сечениям крыла; ха ——координата носка САХ крыла.
Динамическая упругость
Вибрационные свойства крыла х ар актер изуются величиной критической скорости, флаттера УкрИТ. Общее представление о влиянии основных конструктивных параметров на Укрит изгиб- но-крутильного флаттера можно составить на основании следующей приближенной формулы * для крыла с сужением т] = 1 и с постоянными по размаху г, G, JKPy4, d@/da = 礎 [141：
V 呜Рн COS %V 呜Рн COS %(14.62)(14.62)
V 呜Рн COS %
V 呜Рн COS %
(14.62)
(14.62)
где S — площадь двух консолей; г = 飞喩относительное расстояние между фокусом и центром масс сечения (/)——хорда крыла, взятая по потоку).
Формула (14.62) дает очевидную зависимость Укрит флаттера от крутильной жесткости крыла GJKpy4, от относительного расстояния между фокусом и центром масс г и от плотности воздуха на высоте полета ря.
Из формулы (14.62) видно, что Укрит увеличивается при уменьшении производной с^. Выше приводились зависимости произ* водной с? от удлинения крыла X и от угла стреловидности %. Значение с； увеличивается при увеличении X, а при увеличении X — уменьшается. Следовательно, Укрит увеличивается при уменьшении X и при увеличении %.
На рис. 14.14 изображена кривая Укрит = / (%), построенная по экспериментальным данным [31 ]. Эксперимент проводился на модели, на которой угол стреловидности одного и того же крыла мог изменяться в диапазоне от 0 до 50° (т. е. аэродинамический размах крыла I по мере увеличения % уменьшался, а строительный размах был постоянен).
Представление о влиянии сужения крыла т] на Укрит можно получить с помощью следующей формулы:
(14.63)(14.63)一 炉 + 0,8т)+ 0,4 -а GJ；pyq
(14.63)
(14.63)
,ит — %rxY(—o，i) J W7W*
* Формула может крыла, приведенной в 3§8* Формула может крыла, приведенной в 3§8быть подучена из формулы для потребной жесткости 【31 ].
* Формула может крыла, приведенной в 3§8
* Формула может крыла, приведенной в 3§8
Рис. 14.14. Влияние угла стреловидности % на критическую скорость флаттера Крит при относительном положении центра масс сечения крыла хц<м = =0,45 и т] —4
Рис. 14.15. Влияние относительного положения центра масс сечения крыла 元口. м на величину Ук^ит флаттера при заданном положении фокуса крыла xF=0,25 где хт — относительное расстояние от передней кромки до оси центров масс; О7кРуч — осредненная крутильная жесткость крыла на участке между корнем и сечением на 0,75 от полуразмаха; I — размах крыла; / (М) = j/Т — М , если 0 < М < 0,75; / (М)= =0,67, если М > 0,75.
Следует иметь в виду, что увеличение сужения т) влечет за собой также и увеличение крутильной жесткости GJKpy4.
Величина УкрИТ в значительной степени зависит от взаимного расположения в крыле оси фокусов и оси центров масс, а также от величины крутильной жесткости конструкции крыла (от изгиб- ной жесткости Укрит зависит очень слабо). Смещение оси центров масс по хорде относительно оси фокусов может резко изменить величину Ькм (рис. 14.15). Совмещение осей фокусов и центров масс приводит к увеличению критической скорости флаттера до %ит = °°・ Практически, однако, осуществить конструкцию с совмещением указанных осей невозможно. В практике проектирования для смещения оси центра масс сечений в сторону оси фокусов (т. е. вперед) часто применяются балансировочные грузы, закладываемые в носки крыла (ближе к концам крыла) или размещаемые в специальных обтекаемых кронштейнах, закрепленных в носке по концам крыла. Однако существенное увеличение благодаря применению балансирующих грузов может быть получено лишь ценой довольно значительного прироста общей массы крыла, достигающей 10 % и более от массы его конструкции.
Имея в виду сказанное, можно сделать важный вывод о том, что суждение о влиянии того или иного параметра крыла на Укрит, флаттера может быть справедливо лишь при условии, что с изменением параметра крутильная жесткость крыла GJKpy4, а также взаимное расположение осей фокусов и центров масс сечений остаются без изменения. Таким образом, изменение величины основных параметров X, т], с и % приводит к изменению аэродинамических, массовых, жесткостных и аэроупругих характеристик крыла.
Из всего сказанного выше можно сделать ВЫВОДЫ! которые удобно представить в внде табл, 14」，
3
Характер изменения параметра
Влияние основных параметров крыла на его важнейшие х
Аэродинамические характеристики
аракт^)истики
Весовая характеристика
Та
Жесткости ая характеристика
5 л и ц а 14.1
Вибрационная характеристика
С%卩
cxi
С%В
су max
Концевые срывы
Масса крыла
Жесткость
Критическая скорость флаттера
Удлинение 九 увеличивается
*
Уменьшается
—
Увеличивается значительно
Уменьшается значительно
Уменьшается
Относительная толщина с увеличивается
Увеличивается
Увеличивается
Увеличивается
Уменьшается
Увеличивается
—
Сужение п увеличивается
一
—
****
Ухуд、 шаются
Уменьшается
Увеличивается
Возрастает
Стреловидность % увеличивается
* схр при боль
** с#в при очен
*汐 11PH Тi =
*** До Т) = 2,0 .
иих удлинена ь малых 九 V 2,0 ... 2,5 име ..2,5 значеш
1ЯХ, при О 2,5 умен ет минима
“е с у шах
Уменьшается
чень малых х эшается на о льное значен увеличиваете
Уменьшается
ордах и скор колозвуковых ие.
я, а затем
Ухудшаются
ОСТЯХ (при ME скоростях.
уменьшается.
Увеличивается
1лых Re) увел
Уменьшается
«ивается.
Возрастает
I--^^^s^w^ ИЗМЕНЯЕМОЙ FEOMETPH 工 Длн увеличен нн диапазона высот н скоростполета за последние ГОАЫ большое внимание УАелнетскрыльям нзменнемовгер метрннв qacTHOCTкрыльям с нзменнемоН стреловнАНОСТЬЮ* Такне крылья облапают тем поло%нтельннм свойством》что прн мзмененнн стреловнАНОСТН 0Tx " 0。д。X 戈 90。у ннх в широком диапазоне нзменнютсн н все Аруше геометрниескне параметры* а зто вызывает 気елаемое изменение основных азродннамниескнх характеристик крыла н самолета в целом* За характернстниескне размера крыла изменяемой стреловн ностн могут быть приняты обЕан теоретниескан ПЛОЕапь (S) СА* (ЬА) н размах крылаОАНОЙ нз возможных его конфигураций* напрнмепрн наименьшем (X Hn xmm) н=н наибольшем (X ==、== хтах) уме стреловидности поворотное консолн* Аналн- тнческне завнснмостн §й геометрических параметров такого крыла 0T ума стреловидности поворотное консолн X в обЕем случае получить трудно。Уинтнван важность зтнх завнснмостеН ёй проек— тнрованнн самолет0 HH могут быть полуиенн Прн6лн%енно・ Хорды консолн aowo^oHKO® ^WOHS будут нзменнтьсн по закону
ЬК岂П霏”其审一 (14.64) ge Ь7 хорда консолн прн X нм xmm・ Поскольку строительная высота консолн не зависит 0T ее Яо' воротто относительная ТОЛЕННа профнлбудет изменяться по закону
скен Т^5Г ncoKCOSXU 黑 ^^-- (14.65) где 哀丨 относительная ТОЛЕННа профнлпри ' X 口== xmm・ Аналогнин。будет нзменнтьсн н относительная вогнутость прн- ле
г Основные характернстниескне размеры крла могут быть вн— ра%енследующими соотношеннямн:
f S匸+ SK; (14.66) Z м £+ГС cos " (14.67) 小(S&A.U + S&A.KL (14.68) где s=——площадь центроплана; Sk — плоЕаАЬ консолей; 2Nm ― размах между шарнирами;с — строительные размах кон- солей (двух)ь?二 н ь『・к ——средние азродннамниескне хорды центроплана н консолей соответственно。Велнчннн р н ЬА・К нв— ляются функцмями угла стреловндностн консоле Другой важной характеристик。крыла является велнинна смешения его центра масс прн повороте консолеЭто смещение
391
Рис. 14.16. Влияние наплывов на т^ при изменении % консоли: о. в — ось вращения
в долях САХ исходной конфигурации крыла можно определить по простой приближенной формуле:
А/. М. К = * 2Ц. м. к (sin X - sin %), (14.69) где rnK = mK/mKP ^ SK = 1 — S口 一 масса поворотных консолей, отнесенная к массе всего крыла;之口. м. к^ + 'к. с — расстояние от центра масс консолей до оси шарнира.
Из формулы (14.67) легко видеть, что при малых значениях X величины I (%), а стало быть и X (у), меняются мало и нет большой необходимости в уменьшении у' менее 15 ... 20°. Это дает существенное конструктивное облегчение. Максимальный угол стреловидности поворотных консолей у" делается в пределах 65 ...72°.
Величины Су, c*q и cxt для крыльев с изменяемой стреловидностью могут быть подсчитаны с помощью формул, приведенных в разд. 14.2 и 14.3.
На характеристики продольной устойчивости самолета с крылом изменяемой стреловидности большое влияние оказывают положение оси шарнира z^ и наличие передних корневых наплывов.
Влияние наплывов на изменение т? при повороте консолей показано на рис. 14.16.
Следует учитывать, что упругая деформация крыла в полете (увеличение прогиба крыла и закручивание концевых сечений крыла) приводит к сдвигу фокуса крыла вперед, как это показано на рис. 14.17, где изображена зависимость сдвига фокуса крыла назад при переходе с дозвукового режима полета на сверхзвуковой режим от угла поворота консолей для жесткого и упругого крыльев.
Таким образом, подбирая
форму крыла
в плане с кор-
Vcft з&
невыми наплывами
и выбирая
необходимую жесткость крыла (в основном консолей) на изгиб и кручение (обеспечивая минимальный запас по ]/крит флаттера), можно получить почти неизменную величину 加〉во всем диапазоне скоростей (дозвуковых и сверхзвуковых).
В соответствии с формулой (14.65) при повороте консоли уменьшаются ' относительная
* до 3g.
М=2
Рис. 14.17. Влияние упругой деформации крыла на положение фокуса крыла в зависимости от угла стреловидности консоли при М = 2: жесткое крыло; упругие
деформации в полете учтены
толщина и относительная во
гнутость профилей консоли. Это ведет к уменьшению ны с%。, в результате чего поляры самолета меняются так, показано на рис. 14.18.
Анализ этих поляр показывает, что поворот консолей симальный угол стреловидности у" обеспечивает самолету с крылом изменяемой стреловидности лучшие скоростные характеристики на сверхзвуковых скоростях полета, а поворот консолей на минимальный угол 片 一 лучшие взлетно-посадочные характерн-
величи- как это
на мак- *
L 1 rixxri.
Полет на предельно малых высотах характерен тем, что число встречаемых самолетом вертикальных порывов ветра в 103 раз больше, чем при полете на высотах // = 10 000…14 000 м. Пере-
Рис. 14.18. Поляры самолета при различных углах поворота консоли:
а — иа дозвуковых скоростях полета; б ——на сверхзвуковых скоростях полета 393
Рис. 14.19. Влияние стреловидности консоли % на переРис. 14.19. Влияние стреловидности консоли % на перегрузки самолета при вертикальном порыве воздухагрузки самолета при вертикальном порыве воздухагрузка, которую испытывает самолет при встрече с вертикальным порывом ветра, равна
Рис. 14.19. Влияние стреловидности консоли % на пере
Рис. 14.19. Влияние стреловидности консоли % на пере
грузки самолета при вертикальном порыве воздуха
грузки самолета при вертикальном порыве воздуха
Po书(吃/%)" _丿評,m
—佝―2 - mg/S — — 0 - 16,33p，
(14.70)
где 々о ——коэффициент, учитывающий градиент нарастания скорости вертикального порыва Wi (обычно 自= = 0,88.-0,95); Wz — индикаторная скорость вертикального порыва, м/с; Vi ——индикаторная горизонтальная скорость полета, м/с; р — нагрузка на 1 м2 площади крыла, даН/м2.
Выше было показано, что удлинение крыла с изменяемой стреловидностью при увеличении угла % уменьшается и,? следовательно, на основании формул (14.15) и (14.51), уменьшается величина с；. Это позволяет при полете на малых высотах и при % = %"=
—Хтах существенно уменьшить величины перегрузок (рис. 14.19), обеспечивая при этом и повышение работоспособности экипажа и
значительное увеличение ресурса самолета по усталостной прочности.
МЕХАНИЗАЦИЯ КРЫЛА И ЭЛЕРОНЫ
Механизация является неотъемлемой принадлежностью крыла почти каждого современного самолета. С помощью механизации различного типа решаются следующие задачи.
Увеличение @ и су тах крыла при взлете и посадке и при полете в условиях сильной турбулентности (применение закрылков и особенно предкрылков).
Предотвращение потери боковой устойчивости и управляемости и улучшение эффективности элеронов на больших углах атаки, особенно при использовании механизации, необходимой для решения задачи п. 1.
懒 3. Кратковременное уменьшение подъемной силы крыла для увеличения крутизны снижения самолета и для повышения эффективности торможения колес при посадке (применение интерцепторов).
Обеспечение поперечной управляемости самолета в условиях, когда трудно предотвратить реверс элеронов (применение интерцепторов и внутренних элеронов).
Механизация задней кромки крыла
Для решения первой задачи применяются разнообразные виды механизации по задней кромке крыла. Наиболее употребительные из них показаны на рис. 14.20.
394
Рис. 14.20. Различные виды механизации крыла:
а ——обыкновенный щнток; 6 — обыкновенный закрылок; 8 ——щелевой закрылок; г — выдвижной щиток; А ——выдвижной однощелевой закрылок; е ——выдвижной многощелевой закрылок
Величина прироста подъемной силы А& от применения этих видов механизации соответствует порядку, в котором они показаны (от 〃 до ё). В том же порядке увеличивается сложность и масса их конструкции, уменьшается угол атаки а соответственно их cyxR^ (рис. 14.21), а также увеличивается сх крыла и уменьшается величина аэродинамического качества.
Последнее обстоятельство особенно важно учитывать при проектировании пассажирских самолетов с двумя двигателями, когда обеспечение безопасности самолета на начальном наборе высоты связывает тяговооруженность самолета с аэродинамическим качеством выражением (см. разд. 9.5.3).
^ = ^-^(^-+^0).(14.71)
Возникает оптимизационная задача, когда появляются два противоречивых требования:
—применять максимально эффективную механизацию с целью увеличения су^ и уменьшения длины разбега и взлетной дистанции в целом (но уменьшается /СВзл);
—применять механизацию, обеспечивающую максимальную величину Квзл, чтобы обеспечить min Рпотр и уменьшить тем самым взлетную массу самолета 加。(но уменьшается % щах — рис. 14.22).
В результате решения такой оптимизационной задачи обычно для самолетов с Тремя и четырьмя двигателями выбирается меха-
395
Рис. 14.21. Характер зависимости %： (а)Рис. 14.21. Характер зависимости %： (а)крылкомкрылкомРис. 14.22. Влияниекачества самолетаРис. 14.22. Влияниекачества самолета
Рис. 14.21. Характер зависимости %： (а)
Рис. 14.21. Характер зависимости %： (а)
крылком
крылком
Рис. 14.22. Влияниекачества самолета
Рис. 14.22. Влияниекачества самолета
ции крыла:
—то же—то же/ — крыло без механизации; 2 ——крыло с предкрылком; 3 ——крыло с обыкновеннымщитком; 4 — крыло с многощелевым выдвижным закрылком; 5 — то же с пред-крылком Крюгера; 6 — то же с щелевым предкрылком
—то же
—то же
типа закрылков на зависимость аэродинамического при наборе высоты от величины Су доп = Су тах взл/1,44:
—одиощелевые закрылки； 2 — трехщелевые закрылки； 3 — трехгцелевые закрылки и предкрылки
низация в виде многощелевых выдвижных закрылков, а для самолетов с двумя двигателями ——в виде выдвижных однощелевых закрылков.
Другие виды механизации задней кромки в настоящее время применяются редко.
На механизированном крыле прирост 厶@皿 зависит от следующих факторов:
тип и размах механизации;
сужение крыла п；
— удлинение крыла X;
一 стреловидность крыла %;
—хорда щитка или закрылка Ь§;
—тип профиля крыла и его относительная толщина с;
—угол отклонения поверхности механизации 63;
—величина сдвига выдвижного закрылка；
——форма щели между закрылком и крылом и наличие вырезов в передней части закрылка.
Большие т} и А усиливают эффект механизации. Малые ^ дают меньший прирост с^тах. Следует иметь в виду, что при отклонении закрылков резко увеличивается величина продольного момента крыла на пикирование, что требует для балансировки соответствующего отклонения вниз носка стабилизатора или отклонения вверх хвостиков рулей высоты. На оперении в этом случае создается отрицательная подъемная сила ——У, которая значительно уменьшает (в сумме) прирост подъемной силы на крыле из-за отклонения закрылков. На стреловидном крыле для уменьшения абсолютной величины ——加^ закрылки делаются только до 65...70 % размаха крыла, т. е. /3 = 0,65...0,70.
Рис. 14.23. Схема для расчета величины Су max крыла с механизацией не по 'всему размаху
Рис. 14.24. Влияние угла стреловидности крыла на относительную величину Су щах ：
/ — простые щитки; 2 — выдвижные закрылки
При расположении механизации не по всему размаху величину Qmax крыла с механизацией можно определить по следующей формуле (рис. 14.23):
max 一 耳 ％ max，
где cy max ——коэффициент подъемной силы крыла с механизацией не по всему размаху; Зкр. м — площадь крыла, обслуживаемая механизацией; ©max —— коэффициент подъемной силы крыла с механизацией по всему размаху.
Обычно выбирают относительную величину хорды щитков и закрылков по следующим соотношениям:
—— для щитков b^b^ ^ 0,25;
——для закрылков &3/&кр0,30;
—для выдвижных закрылков &3/6кр у 0,30...0,40.
Максимальные углы отклонения назначают следующие:
— для щитков 6Щ = 55...60° (по потоку);
—для закрылков 63 = 4050° (по потоку);
——для выдвижных многощелевых закрылков 63 匚 50... 60° (по потоку для последней секции).
Большие углы отклонения не дают прироста Ас“ и лишь усложняют конструкцию закрылков. Для тонких крыльев углы отклонения закрылков делают меньше.
Стреловидность значительно снижает эффект механизации (рис. 14.24). Чем больше угол стреловидности крыла %, тем меньше будет соотношение @max〃Qmax% = o, где Су max х — коэффициент подъемной силы стреловидного крыла с отклоненной механизацией; су max х = о ——коэффициент подъемной силы прямого крыла с отклоненной механизацией. Для простых щитков и закрылков снижение сутах вследствие стреловидности гораздо ощутимее (кривая /), чем для выдвижных (кривая 2).
Рис. 14.25. Влияние угла стреловидности задней кромки крыла на Су щах-крыло без механизации;—— —■ — крыло с выдвижными закрылкамиРис. 14.25. Влияние угла стреловидности задней кромки крыла на Су щах-крыло без механизации;—— —■ — крыло с выдвижными закрылкамиЭффект от механизации стреловидных крыльев в значительной степени зависит от угла стреловидности задней кромки крыла %31К. Чем больше угол %3>к, тем меньше величина сутах. На рис. 14.25 представлена зависимость су тах крыльев с углом стреловидности по передней кромке %п.к — 60° и с различными значениями углов стреловидности по задней кромке от х8вК =0 до %3>к= =60°.Для иллюстрации невыгодности простых закрылков (или щитков) на стреловидных крыльях по сравнению с выдвижными могут служить следующие данные:——для % = 35° при выдвижных многоще-Эффект от механизации стреловидных крыльев в значительной степени зависит от угла стреловидности задней кромки крыла %31К. Чем больше угол %3>к, тем меньше величина сутах. На рис. 14.25 представлена зависимость су тах крыльев с углом стреловидности по передней кромке %п.к — 60° и с различными значениями углов стреловидности по задней кромке от х8вК =0 до %3>к= =60°.Для иллюстрации невыгодности простых закрылков (или щитков) на стреловидных крыльях по сравнению с выдвижными могут служить следующие данные:——для % = 35° при выдвижных многоще-левых закрылках с относительнойлевых закрылках с относительнойДой Ь3/Ькр размахомДой Ь3/Ькр размахом0,30...0,35 и0,30...0,35 ихор-хор-IJI = 0,6IJI = 0,6с относительнымс относительнымmax ^ 0,90... 1,00jmax ^ 0,90... 1,00jможно получитьможно получить—для того же крыла при тех же размерах простых закрылков величина А@ тах получается значительно меньше： Асетах ^—для того же крыла при тех же размерах простых закрылков величина А@ тах получается значительно меньше： Асетах ^弋 0,35…0,40.弋 0,35…0,40.В предварительных расчетах для прямого крыла нимать следующие значения Асу тах и величины углов СТВуЮЩИХ 电 max：В предварительных расчетах для прямого крыла нимать следующие значения Асу тах и величины углов СТВуЮЩИХ 电 max：можно при- а, соответ-можно при- а, соответ-二 *ля обыкновенных щелевых закрылков Дс^ тах二 *ля обыкновенных щелевых закрылков Дс^ тах=0,8...1,0;=0,8...1,0;
Рис. 14.25. Влияние угла стреловидности задней кромки крыла на Су щах-
крыло без механизации;
—— —■ — крыло с выдвижными закрылками
Рис. 14.25. Влияние угла стреловидности задней кромки крыла на Су щах-
крыло без механизации;
—— —■ — крыло с выдвижными закрылками
Эффект от механизации стреловидных крыльев в значительной степени зависит от угла стреловидности задней кромки крыла %31К. Чем больше угол %3>к, тем меньше величина сутах. На рис. 14.25 представлена зависимость су тах крыльев с углом стреловидности по передней кромке %п.к — 60° и с различными значениями углов стреловидности по задней кромке от х8вК =0 до %3>к= =60°.
Для иллюстрации невыгодности простых закрылков (или щитков) на стреловидных крыльях по сравнению с выдвижными могут служить следующие данные:
——для % = 35° при выдвижных многоще-
Эффект от механизации стреловидных крыльев в значительной степени зависит от угла стреловидности задней кромки крыла %31К. Чем больше угол %3>к, тем меньше величина сутах. На рис. 14.25 представлена зависимость су тах крыльев с углом стреловидности по передней кромке %п.к — 60° и с различными значениями углов стреловидности по задней кромке от х8вК =0 до %3>к= =60°.
Для иллюстрации невыгодности простых закрылков (или щитков) на стреловидных крыльях по сравнению с выдвижными могут служить следующие данные:
——для % = 35° при выдвижных многоще-
левых закрылках с относительной
левых закрылках с относительной
Дой Ь3/Ькр размахом
Дой Ь3/Ькр размахом
0,30...0,35 и
0,30...0,35 и
хор-
хор-
IJI = 0,6
IJI = 0,6
с относительным
с относительным
max ^ 0,90... 1,00j
max ^ 0,90... 1,00j
можно получить
можно получить
—для того же крыла при тех же размерах простых закрылков величина А@ тах получается значительно меньше： Асетах ^
—для того же крыла при тех же размерах простых закрылков величина А@ тах получается значительно меньше： Асетах ^
弋 0,35…0,40.
弋 0,35…0,40.
В предварительных расчетах для прямого крыла нимать следующие значения Асу тах и величины углов СТВуЮЩИХ 电 max：
В предварительных расчетах для прямого крыла нимать следующие значения Асу тах и величины углов СТВуЮЩИХ 电 max：
можно при- а, соответ-
можно при- а, соответ-
二 *ля обыкновенных щелевых закрылков Дс^ тах
二 *ля обыкновенных щелевых закрылков Дс^ тах
=0,8...1,0;
=0,8...1,0;
~ Аля выдвижных однощелевых закрылков Ас„ mav ...1,5; а = 12°;у
—ДЛЯ ВЫДВИЖНЫХ многощелевых закрылков A% max = 1,6… ...1,8; а = 12...13°.
Более эффективной механизацией крыла, чем закрылки и щитки, являются управление пограничным слоем или реактивные закрылки с выдувом струи воздуха из задней кромки крыла. Такая механизация описана в гл. 11.
Механизация передней кромки
Механизация передней кромки направлена на устранение или затягивание срыва обтекающего крыло потока на большие углы атаки и тем самым на увеличение сутах. При размещении механизации передней кромки на концах крыла затягивание срыва обеспечивает повышение боковой устойчивости и управляемости и улучшение эффективности элеронов на больших углах атаки.
Для механизации передней кромки крыла используются: предкрылки с профилированной щелью, щитки Крюгера, отклоняемые носки крыла.
398
Рис 14 26 Схема крыла и конструкция предкрылков на самолете 5。 инг 727:Рис 14 26 Схема крыла и конструкция предкрылков на самолете 5。 инг 727:/ ——интерцепторы, служащие для управления в полете； 2 — хцелевые предкрылки; 3 — щитки Крюгера; 4 ——передний лонжерон； 5 ——задний лонжерон； 6 ——люк главных опор шасси； 7 ——спойлеры — воздушные тормоза； 8 — внутренний двуххцелевой закрылок; 9 ■— внутренний элерон; 10 —— внешний двухщелевой закрылок; // — внешний элерон/ ——интерцепторы, служащие для управления в полете； 2 — хцелевые предкрылки; 3 — щитки Крюгера; 4 ——передний лонжерон； 5 ——задний лонжерон； 6 ——люк главных опор шасси； 7 ——спойлеры — воздушные тормоза； 8 — внутренний двуххцелевой закрылок; 9 ■— внутренний элерон; 10 —— внешний двухщелевой закрылок; // — внешний элерон
Рис 14 26 Схема крыла и конструкция предкрылков на самолете 5。 инг 727:
Рис 14 26 Схема крыла и конструкция предкрылков на самолете 5。 инг 727:
/ ——интерцепторы, служащие для управления в полете； 2 — хцелевые предкрылки; 3 — щитки Крюгера; 4 ——передний лонжерон； 5 ——задний лонжерон； 6 ——люк главных опор шасси； 7 ——спойлеры — воздушные тормоза； 8 — внутренний двуххцелевой закрылок; 9 ■— внутренний элерон; 10 —— внешний двухщелевой закрылок; // — внеш
ний элерон
/ ——интерцепторы, служащие для управления в полете； 2 — хцелевые предкрылки; 3 — щитки Крюгера; 4 ——передний лонжерон； 5 ——задний лонжерон； 6 ——люк главных опор шасси； 7 ——спойлеры — воздушные тормоза； 8 — внутренний двуххцелевой закрылок; 9 ■— внутренний элерон; 10 —— внешний двухщелевой закрылок; // — внеш
ний элерон
Предкрылки с профилированной щелью имеют наиболее сложную конструкцию и наибольшую массу. Однако они обеспечивают безотрывное обтекание крыла до больших углов атаки и тем самым обеспечивают наибольшую величину Ас^max (до 1,0...1,2) при а = 25...30°. Основным недостатком предкрылков с профилированной щелью является то, что в полете основное крыло и предкрылки деформируются (изгибаются) по-разному. Вследствие этого между задней кромкой предкрылка и верхней поверхностью крыла (в убранном положении предкрылка) образуется щель-ступенька, значительно увеличивающая сх0 самолета и уменьшающая аэродинамическое качество.
Щитки Крюгера (рис. 14.26) обеспечивают безотрывное обтекание только до определенного угла атаки, после чего начинается более резкий срыв потока с их передней кромки и со всего крыла. Это свойство используется в целях п редотв р ащен и я выхода самолетов со стреловидным крылом на опасные большие закритические углы атаки. При установке в корневой части крыла щитков Крюгера, а в средней и концевой частях ——щелевых предкрылков по 399
мере увеличения углов атаки срыв потока начинается у корня | крыла. Вследствие того, что в середине и на конце крыла еще идет 1 безотрывное обтекание, создается пикирующий момент, возвра-； щающий самолет на меньшие углы атаки.:
Отклоняемые носки применяются на самолетах с тонкой перед- j ней кромкой и с малой относительной толщиной. На таких крыльях ■ установка предкрылков сложна (нет места для размещения механизмов). Отклоняемые носки дают меньший прирост Асетах, чем предкрылки или щитки Крюгера, и имеют резкое падение су = (а) после начала срыва.
Обеспечение поперечной управляемости самолета
Наиболее часто применяемым средством поперечной управляемости являются элероны, размещаемые на концах крыла. Площадь элеронов обычно составляет от площади крыла SQJS ^ 0,05...0,07.
При эскизном проектировании величину площади элеронов можно подбирать по приближенной формуле для статического момента элерона Аэ
4 二 = 0,050,07,
где Soo.? —— площадь крыла, обслуживаемая элероном (рис. 14.27); а ——расстояние между центрами масс половинок площади 50бвЭ; S ——площадь крыла; Z ——размах крыла.
Рис. 14.27. Схема осевой аэродинамической компенсации органов управления и площадей, вводимых в расчет эффективности этой компенсации: о. в ——ось вращения; &0 к ——хорда осевой компенсации алерона;匕^ ——хорда элерону
Производная коэффициента момента крена по углу отклонения элеронов или эффективность элеронов для обычных соотношений 乙〃 и &э/&кр может быть выражена приближенно:
优% = 4, ]/為，(14.72)
р азмаха коэффи- момента
и относительного элеронов /э// на
Рис. 14.28. Влияние углов отклонения элеронов 6®
где 厶一размах элерона; &э элерона.
Величина коэффициента
—хорда
момен-
та т^при относительных хордах элеро-
циент поперечного
на Ь0/Ькр > 0,25 растет очень медленно, поэтому обычно берут &э/6[；р=0,20...0,25.
При увеличении относительного размаха элеронов IJI до чин, близких к IJI 0,5, рост коэффициента т^э замедляется (см. рис. 14.27), а так как протяженность механизации по размаху определяет величину ^max, то обычно принимают IJI = 0,30... .«.0,40.
При углах отклонения элерона, близких к 6Э = 25°, т^э растет очень медленно, поэтому максимальные углы отклонения элеронов целесообразно брать не более 6Э = 25...30°. При этом следует учитывать, что отклонение элерона вниз увеличивает угол атаки крыла, и если полет происходит уже на достаточно больших углах а, то большое отклонение элерона вниз может вывести данную половину крыла на закритические углы атаки (больше су гаах) и вызвать срыв с этой части крыла — самолет вместо того, чтобы выправить крен, начнет его увеличивать. С целью предупреждения такого явления применяют дифференциальное отклонение элеронов: вверх 传》= —25°) и вниз (5, = +15°).
Для элеронов применяют следующие виды аэродинамической
вели-
компенсации:
——осевая с профилированной щелью, когда элероны используются и для увеличения ^тах («зависающие» элероны);
——осевая с непрофилированной щелью (рис. 14.28),
—— внутренняя с мягкой диафрагмой (рис. 14.29).
При осевой компенсации принимают
5о.к/5эс 0,25 . . . 0,28,
где S。. к ——площадь осевой компенсации (площадь элерона, расположенная впереди линии оси вращения); Sy ——площадь элерона.
При внутренней компенсации
S°.k/S宀0,30 … 0,31.
Внутренняя компенсация особенно желательна при больших скоростях, однако осуществление ее при тонких профилях за-
401
Рис. 14.29. Схема внутренней аэродинамической компенсации:
/ — крыло; 2 —— передняя компенсационная камера; 3 — элерон; 4 —— герметизирующая диафрагма
勿
Рис. 14.30. Схема интерцептора:
а — теоретическая схема; б — конструктивная схема интерцептора; / — зона подпора (увеличения давления), уменьшающая подъемную силу крыла： // — зона срыва потока, уменьшающего подъемную силу крыла
труднено, так как очень ограничивает углы отклонения элерона &тах = ±15... 18。).
В разд. 14.4 было показано влияние аэроупругости крыла на характеристики самолета. В целях увеличения VKpIIT элероны должны иметь полную весовую компенсацию, т. е. центр масс нх 402
Рис. 14.31. Сравнение эффективности различных органов поперечного управления самолетом в зависимости от индикаторной скорости полета Н：Рис. 14.31. Сравнение эффективности различных органов поперечного управления самолетом в зависимости от индикаторной скорости полета Н：безразмерная угловая скоростькрена; 2 — интерцепторы и внутренние элероны; 2 — внешние элероны; $ — средние закрылки-элероны; 4 — внутренние элероны;5 — начало реверса внешних элероновбезразмерная угловая скоростькрена; 2 — интерцепторы и внутренние элероны; 2 — внешние элероны; $ — средние закрылки-элероны; 4 — внутренние элероны;5 — начало реверса внешних элероновконструкции должен лежать на оси вращения элерона. При применении в управлении необратимых схем гидроусилителей (особенно если гидроусилитель стоит непосредственно у элерона) весовая компенсация (и аэродинамическая) может быть уменьшена.
Рис. 14.31. Сравнение эффективности различных органов поперечного управления самолетом в зависимости от индикаторной скорости полета Н：
Рис. 14.31. Сравнение эффективности различных органов поперечного управления самолетом в зависимости от индикаторной скорости полета Н：
безразмерная угловая скорость
крена; 2 — интерцепторы и внутренние элероны; 2 — внешние элероны; $ — средние закрылки-элероны; 4 — внутренние элероны;
5 — начало реверса внешних элеронов
безразмерная угловая скорость
крена; 2 — интерцепторы и внутренние элероны; 2 — внешние элероны; $ — средние закрылки-элероны; 4 — внутренние элероны;
5 — начало реверса внешних элеронов
Решение об устранении реверса элеронов только увеличением изгибной и крутильной жесткостей крыла приводит к очень большому увеличению массы крыла (у стреловидных крыльев).
С целью устранения или уменьшения эффекта реверса элеронов применяют:
— установку на крыле двух элеронов: внутреннего (в средней части крыла), работающего во время всего полета, и внешнего элерона, включающегося только при взлете и посадке или при полете с выпущенными закрылками;
—установку на крыле интерцепторов (см. рис. 14.26 и 14.30), работающих или вместе с элеронами, или полностью заменяющих их.
Эффективность применения интерцепторов показана на рис. 14.31.
Интерцепторы размещаются обычно и в корневой^и^централь- ной (средней) части крыла. Однако в этом случае они имеют другое назначение. Они открываются в момент касания самолетом земли при посадке и срывают обтекание с крыла. Подъемная сила крыла сразу резко уменьшается, что обеспечивает при торможении самолета колесами создание большой тормозной силы — пробег самолета сокращается. Интерцепторы в этом случае называются спойлерами (конструкция их одинакова).
Глава 15
ПРОЕКТИРОВАНИЕ ФЮЗЕЛЯЖА
МЕСТО ПРОЕКТИРОВАНИЯ ФЮЗЕЛЯЖАВ ОБЩЕМ ПРОЕКТИРОВАНИИ САМОЛЕТА
По назначению и по функциональным признакам фюзеляж представляет собой один из наиболее сложных агрегатов самолета. Назначения его многообразны: в большинстве случаев фюзеляж является вместилищем полезной нагрузки, экипажа, оборудования, снаряжения, а иногда и силовой установки и топлива; с дру-
403
Рис. 15.1. Схема параметрического расчета фюзеляжа
гой стороны, фюзеляж соединяет в единое целое важнейшие части самолета: крыло, оперение, шасси, двигатели. Такая функциональная сложность обусловливает определенные трудности как выбора параметров, размеров и формы фюзеляжа в процессе проектирования, так и определения внешних нагрузок, действующих на него. Фюзеляж воспринимает не только силы тяжести собственной конструкции и всего содержимого фюзеляжа, но и нагрузки, приходящие на фюзеляж от других агрегатов самолета.
Определение основных параметров и характеристик фюзеляжа следует производить совместно с параметрическими расчетами других частей самолета. Весь; этот расчет удобно представить в виде итерационного цикла определения взлетной массы самолета. Примерная схема такого цикла представлена на рис. 15.1. Исходными данными при этом являются содержащиеся в техническом задании величины расчетной дальности Lp (или радиуса действия)"самолета, массы полезной (коммерческой) нагрузки тн, значений скорости V (максимальной, крейсерской) и высоты полета //, условия базирования (класс аэродрома, длина ВПП); в большей или меньшей 404
степени известны габариты и массы содержимого фюзеляжа: нагрузки, оборудования, снаряжения, двигателей и т. д.; как правило,* известны применяемые конструкционные материалы.
В соответствии с исходными данными разрабатываются варианты компоновки фюзеляжа и всего самолета, выявляются их основные размеры и параметры как из условия размещения всего содержимого фюзеляжа, так и из условия объединения других частей самолета.
Для каждого сравниваемого компоновочного варианта нужно правильно, с учетом всех требований выбрать конфигурацию носовой и хвостовой частей фюзеляжа, форму его поперечного сечения, реальные сочетания параметров, конкретную конструктивносиловую схему. Эти и другие вопросы проектирования фюзеляжей рассматриваются в настоящей главе.
ПАРАМЕТРЫ ФЮЗЕЛЯЖА, НХ ВЛИЯНИЕНА ЕГО ХАРАКТЕРИСТИКИ
В качестве параметров фюзеляжа могут выступать его размеры (рис. 15.2): длина /ф, диаметр d^, площадь миделевого (наибольшего) сечения 5М.Ф, а также безразмерные величины удлинений: 入 =l^ld^ — удлинение фюзеляжа, КНвЧ = /н. ч/йф — удлинение носовой части, 2vXB.4 ^в.ч^ф — удлинение хвостовой части. В случае некруглой формы поперечного сечения характерными размерами его являются наибольшая ширина В и высота //, часто также определяется эквивалентный по площади миделя фюзеляжа диаметр
^Ф，з = 2 j/ Sm. ф/口，
Следует отметить, что параметры фюзеляжа (Хф, /ф, d^) не являются независимыми, и оптимизации подлежит, как правило, один из них (например, в соответствии со схемой рис. 15.1), а остальные определяются однозначно, особенно с учетом ограничений, накладываемых на них назначением фюзеляжа.
Рис. 15.2. Размеры фюзеляжа405Рис. 15.2. Размеры фюзеляжа405Как отношение двух геометрических размеров удлинение фюзеляжа 九① может изменяться либо за счет изменения только одного из них, либо при их одновременном изменении. Наиболее типичны следующие два варианта изменения 九①.При неизменной площади миделя или диаметра фюзеляжа (Зм<ф, d^) = const изменение 九ф происходит за счет изменения его длины. В этом случае диаметр и мидель фюзеляжа могут однозначно определяться из условий компоновки в фюзеляже двигателя (одного или нескольких), например для некоторых типов истребителей, или из условия расположения в фюзеляже кабины
Рис. 15.2. Размеры фюзеляжа
405
Рис. 15.2. Размеры фюзеляжа
405
экипажа, или же из условия размещения в фюзеляже бомбардировщика бомбоотсека заданных габаритов, или
力鳍5A我必x力鳍5A我必xРис. [ 15.3. Зависимость аэродииамиче- ского二сопротивления^ фюзеляжа от его удлинения^пр虻разлкиннх способах изменения Хф： *
力鳍5A我必x
力鳍5A我必x
(М, Я) = const; М <МКрит; Хф =%巾必№兩 / - X斑 при mfu.巾=const; 2 - Х@ при (5м.ф^ф) =_const; 5 - схф
же груза определенного сечения в грузовой кабине транспорт- ного ^самолета и т. д.|Х ар актер ным примером^ второго варианта изменения Аф является многоместный пассажирский самолет, где заданное число пассажиров можно разместить по-разному: от вариантов, соответствующих широкому и короткому фюзеляжу малого удлинения, до вариантов размещения их в узком и длинном фюзеляже большого удлинения.
При докритических числах М профильное сопротивление фюзеляжа складывается из сопротивления трения и сопротивления формы, причем основную часть составляет сопротивление трения, величина которого зависит от площади поверхности фюзеляжа. Поэтому при увеличении 入巾 по первому варианту, то есть за счет возрастания длины /ф, площадь поверхности фюзеляжа 尸口. ф, а следовательно, и его аэродинамическое сопротивление X巾 будут также возрастать. При этом будет увеличиваться и коэффициент сопротивления 点由=X^IqS^ ф> взятый по отношению к скоростному напору q и неизменной в данном случае площади миделя (рис. 15.3). Однако при уменьшении Хф до очень малых значений % V 3,5 аэродинамическое сопротивление вновь возрастает уже из-за увеличения сопротивления формы и даже из-за возникновения явлений отрыва потока.
№ Иначе изменяется аэродинамическое сопротивление фюзеляжа при увеличении 入由 по второму варианту ——за счет уменьшения 4Ф и увеличения % при заданном числе мест пассажирского самолета или неизменной площади грузового пола. Для различных вариантов компоновки фюзеляжей, отвечающих этим условиям, при (盛，％) = var, как правило, постоянны не только число мест или площадь грузового пола, но и площадь поверхности фюзеляжа: 尸乩фр const. В этом случае с увеличением %ф сопротивление трения можно считать неизменным, а сопротивление формы будет падать, обеспечивая уменьшение полного сопротивления Х^・ Коэффициент с#ф и в этом варианте увеличения %ф будет возрастать по причине интенсивного уменьшения миделя фюзеляжа, по отношению к которому он вычисляется. Таким образом, во втором варианте изменения 入① по аэродинамическим^характеристикам выгодно выбирать наибольшие значения удлинения фюзеляжа (но возрастание 入小 здесь ограничено весовыми характеристиками). Оба рассмотренных варианта изменения 入① ил люстр ир уются рис. 15.3, где для исходного фюзеляжа с Хф исх показано изменение
/ — перемещение вперед центроплана прн увеличении стреловидности крыла
Рис. 15.5. Изменение изгибающих моментов по фюзеляжу при переносе двигателей с крыла на хвостовую часть фюзеляжа:
/ ——перемещение назад центроплана крыла прн переносе двигателей; ? — силовая установка
аэродинамического сопротивления Хф = %巾qS^ ф при двух вариантах увеличения удлинения 九ф.
Возникающее при сверхзвуковых скоростях полета волновое сопротивление может быть снижено увеличением 九ф и особенно повышением удлинения носовой части фюзеляжа 1H.丁 В первом приближении
^крит. ф а 入①(0,17 — 0,0076九巾).
Проблема увеличения Мкрит. ф менее остра, чем для крыла, так как для фюзеляжа, являющегося телом вращения или близким к нему, характерно пространственное обтекание, приводящее к большим значениям Мкрит по сравнению с крылом.
Весовые характеристики фюзеляжа зависят от параметров как самого фюзеляжа, так и других частей самолета. При расчете на прочность фюзеляж рассматривается как балка, лежащая на двух опорах, которыми являются передний и задний лонжероны центроплана крыла (рис. 15.4, рис. 15.5). Сечения фюзеляжа по этим лонжеронам крыла являются корневыми, в них изгибающие моменты по носовой и хвостовой частям фюзеляжа достигают наибольших значений. Носовая и хвостовая части фюзеляжа представляют собой как бы консольные балки, заделанные по сечениям, соответствующим переднему и заднему лонжеронам крыла, и нагруженные массовыми силами конструкции фюзеляжа, установленных на нем агрегатов (оперение, двигатели, передняя опора шасси), содержимого фюзеляжа и силами, передаваемыми на фюзеляж перечисленными агрегатами. Поэтому увеличение длины фюзеляжа /ф при (Sm. Ф，аф) = const приводит к удлинению этих консольных балок, что повышает не только габаритные размеры фю-
зеляжа, но и величины корневых изгибающих моментов, а следовательно, и площади сечений силового набора фюзеляжа; в конечном итоге растет масса конструкции фюзеляжа.
Если рассматривать увеличение /ф при одновременном уменьшении ^ф или 5м.ф, например, из условия размещения постоянного числа пассажиров, то в этом случае, как правило, имеет место минимум величины массы конструкции фюзеляжа при соответствующих оптимальных (по минимуму массы) значениях d^ и /ф, а следовательно, и 九事(см. разд. 15.5). Наличие этого минимума массы фюзеляжа объясняется тем, что в случае перехода от оптимальных и /ф к очень узким и длинным фюзеляжам утяжеление происходит из-за увеличения плеч и изгибающих моментов по фюзеляжу. В случае же короткого и широкого' фюзеляжа снижается уровень нагруженности конструкции (и напряжения в ней), а возрастают избытки прочности и масса. Кроме того, с увеличением диаметра быстро растет доля массы конструкции, обусловленная избыточным давлением в гермокабине.
Увеличение угла стреловидности крыла существенно увеличивает массу фюзеляжа, даже в большей степени, чем самого крыла. Чтобы сохранить центровку самолета относительно САХ крыла при возрастании его стреловидности, необходимо центроплан крыла, а следовательно, и корневые сечения фюзеляжа (по крайним лонжеронам крыла) передвинуть к носу фюзеляжа. В результате хвостовая консольная часть его удлинится на величину этого перемещения центроплана (за счет укорочения носовой части). Но на Длине этого перемещения хвостовая консольная часть фюзеляжа будет нагружена большим изгибающим моментом (эпюра изгибающих моментов продлевается до нового корневого сечения —— в первом приближении как квадратная парабола) и масса фюзеляжа растет (см. рис. 15.4). Следует заметить, что при стреловидном крыле корневой изгибающий момент хвостовой части фюзеляжа в сечении по заднему лонжерону крыла Мо существенно превышает изгибающий момент носовой части фюзеляжа в сечении по переднему лонжерону Л4П< л. При прямом крыле значения этих моментов близки.
Расположение двигателей на хвостовой части фюзеляжа значительно повышает его массу. Это объясняется тем, что при переносе двигателей, например, с крыла на хвостовую часть фюзеляжа на- груженность хвостовой части изгибающим моментом от силы тяжести силовой установки существенно возрастает, и масса хвостовой части растет, несмотря на ее укорочение, вызванное перемещением крыла назад вслед за центром масс самолета (это перемещение обусловлено переносом назад двигателей — см. рис. 15.5). Увеличивается масса и носовой -консольной части фюзеляжа в результате ее удлинения (вследствие перемещения назад крыла).
Количественно оценить влияние параметров на весовые характеристики можно с помощью весовых формул фюзеляжа, пред- 408
Удлинение
Дозвуковые самолеты (М & 0,7)
Околозвуковые самолеты (М = 0,8 ... 0,9)
Сверхзвуковые самолеты
.9
.13
10 ... 20 (до 23)
1,2 .
.2,0
1,7 .
.2,5
4 ... 6
.3
.4
5 ... 7
Значения удлинений фюзеляжа
Таблица 15.1
ставленных в гл. бив работах [15, 16, 33]. В табл. 15.1 приводятся статистические данные по удлинениям фюзеляжа.
Существуют приближенные, выведенные на основе статистики формулы, связывающие различные размеры и параметры фюзеляжа:
/ф = (0,25 . . . 0,30)辔， где / и % ——размах и удлинение крыла;
где коэффициент формы 々①=0,75...0,80 для дозвуковых и 左①= =0,70...0,75 для сверхзвуковых самолетов; объем фюзеляжа 1/ф ^ 0,2л <4М； площадь поверхности фюзеляжа 尸п. ф
2,85/ф // 5М.Ф •
ФОРМА ПОПЕРЕЧНОГО СЕЧЕНИЯ ФЮЗЕЛЯЖА
Круглая форма поперечного сечения фюзеляжа представляется наивыгоднейшей как обеспечивающая минимальный периметр для постоянной площади сечения или минимальную площадь поверхности фюзеляжа при постоянном его объеме и, как следствие этого, наименьшее сопротивление трения. Круглая, форма предпочтительна также для герметизированных частей фюзеляжа, нагруженных избыточным давлением, так как исключает появление зна-
Рис. 15.6. Поперечные сечения фюзеляжа, образованные пересекающимися окружностями, с балками пола, работающими от избыточного давления Арэ на растяжение (самолет DC.9) или сжатие (Ан-24)
Рис. 15.7. Поперечные сечения фюзеляжа самолета F-4 «Фантом» (США)Рис. 15.7. Поперечные сечения фюзеляжа самолета F-4 «Фантом» (США)чительйых изгйбных напряжений в оболочке, подкрепленной шпангоутами, а следовательно, обеспечивает наименьшую массу конструкции. Если условия компоновки не позволяют применить круглое сечение или делают его невыгодным, то все же следует стремиться приблизить 4юрму сечения к круглой или образовать потреб
Рис. 15.7. Поперечные сечения фюзеляжа самолета F-4 «Фантом» (США)
Рис. 15.7. Поперечные сечения фюзеляжа самолета F-4 «Фантом» (США)
ную форму сечения с помощью пересекающихся окружностей. В этом случае точки пересечения окружностей на противоположных сторонах контура соединяются между собой силовыми элементами (например, балками пола), которые разгружают оболочку фюзеляжа от изгиба, а сами воспринимают растягивающие или сжимающие нагрузки в зависимости от конкретной формы сечения фюзеляжа (рис. 15.6; см. также рис. 15.14).
Бульбообразная форма сечения с увеличенной нижней частью применяется для повышения объема багажников под полом пассажирской кабины. Сечения со срезанной дугой окружности нижней частью используются при d^ с 2,9 м (где из-за малости объема багажники под полом не разместить) и в основном у самолетов- высокопланов, у которых такое «срезание» низа фюзеляжа позволяет уменьшить длину стоек шасси и расстояние от поверхности аэродрома до пола кабины. Однако для негерметичных фюзеляжей своеобразие формы их содержимого (нагрузки) может привести к выгодности (даже по наименьшей площади миделя) формы, существенно отличающейся от круга. Весьма своеобразную форму имеют поперечные сечения фюзеляжей в случае расположения в них нескольких двигателей или каналов воздухозаборников (рис. 15.7).
При выборе формы сечения следует обратить внимание на необходимость «обжатия» сечения, то есть на стремление в каждом конкретном варианте размещения содержимого фюзеляжа достигнуть минимальной площади сечения с целью снижения аэродинамического сопротивления, а иногда и массы конструкции.
ОСОБЕННОСТИ ФОРМЫ НОСОВОЙ И ХВОСТОВОЙЧАСТЕЙ ФЮЗЕЛЯЖА
Форма носовой и хвостовой частей, как и форма всего фюзеляжа, определяется из условий аэродинамики (наименьшего сопротивления), назначения (тактические и эксплуатационные требования), компоновки, технологии.
Если учитывать только аэродинамические требования, то фюзеляж должен представлять собой осесимметричное тело вращения с плавно сужающимися носовой и хвостовой частями (имею-
щими удлинения, зависящие от скорости полета самолета). Для носовой части фюзеляжа дозвуковых самолетов характерна значительно большая криволинейность образующих по сравнению с хвостовой частью. Это связано с меньшим удлинением и меньшей заостренностью (выгодна каплевидная форма) носовой части. Большая удлиненность и характерная прямолинейность образующих хвосто
вой части фюзеляжа (см, рнс. 15.2) диктуются стремлением не допустить повышения аэродинамического сопротивления из-за отрыва потока, который мог бы произойти в случае большой кривизны образующих хвостовой части и возникающего при этом положительного градиента давления.
Условия обзора из пилотской кабины придают боковому виду носовой части фюзеляжа современных самолетов своеобразное очер- танне『 характеризуемое значительным выступанием вперед ее нижней части. Эта особенность присуща и гражданским, и военным самолетам различных размеров. Она обусловлена тем, что ниже прямой, проведенной от глаза летчика вперед——вниз через нижнюю границу остекления, помещается зона, где можно располагать без ущерба для обзора удлиненную носовую часть фюзеляжа (рис. 15.8). И эта возможность всегда используется, так как она выгодна и аэродинамически (заостряется нос), и компоновочно (в удлиненной носовой части размещают антенны радиолокаторов или другого обор удов ан и я и даже дополнительные багажники у небольших пассажирских самолетов, не имеющих двигателей в носовой части фюзеляжа).
Чтобы снизить аэр оди н амическое сопротивление, следует максимально наклонить лобовые стекла кабины от вертикального положения (см. рис. 15.8). Но такое отклонение ограничено проявлением при значении угла 0 > 70° эффекта полного внутреннего отражения (падающий под таким углом луч не проходит сквозь стекло, то есть летчик будет видеть в остеклении только отражение внутренностей кабины). Поэтому для дозвуковых самолетов рекомендуемое значение 0。= 50...55°, а для сверхзвуковых оно повышается до р = 60...65°.
Выступающие в виде надстройки фонари пилотских кабин выполняются для снижения аэродинамического сопротивления со значительным удлинением ХфОН ^ 4..*6 (^фОН ——отношение длины фонаря к ширине или высоте). Поперечное сечение фонаря выгодно образовывать дугой окружности — для лучшего восприятия конструкцией избыточного давления в гермока
бине.
нением вверх хвостовой части фюзеляжа (ф = const)нением вверх хвостовой части фюзеляжа (ф = const)Хвостовую часть фюзеляжа целесообразно отклонять вверх, чтобы на взлетно-посадочных режимах (наибольшие углы атаки) обеспечить достижение потребного угла гр (угла переваливания на переднюю опору) при наименьшей длине главных стоек (рис. 15.9).
нением вверх хвостовой части фюзеляжа (ф = const)
нением вверх хвостовой части фюзеляжа (ф = const)
Многие грузовые и военно-транспортные самолеты имеют в хвостовой части фюзеляжа большой
люк с опускаемой на землю грузовой рампой для автономной погрузки и выгрузки всевозможных грузов и техники без использования аэродромных средств. В формообразовании хвостовой части фюзеляжа таких самолетов можно
выделить два направления. Первоначальным решением было резкое отклонение вверх плоского низа хвостовой части фюзеляжа для того, чтобы обеспечить потребные габариты грузового проема при наименьшей длине выреза и использовать в качестве рампы значительную часть крышки люка. Недостатком такого решения является увеличение (на 10...15 %) аэродинамического сопротивления фюзеляжа. Подобная форма хвостовой части фюзеляжа характерна, например, для военно-транспортных самолетов Локхид С. 130 (США), Трансаль С.160 (Франция, ФРГ, Голландия). На более современных самолетах (Ил-76, Локхид С.141А, С5А, Боинг YC.14) для снижения аэродинамического сопротивления удлиняют и искривляют всю хвостовую часть фюзеляжа. В результате нижняя поверхность ее оказывается скошенной вверх под минимальным углом, уменьшается сопротивление, удлиняется плечо хвостового оперения, но потребная длина выреза увеличивается (рис. 15.10).
Некоторые самые крупные транспортные и грузовые самолеты (С.5А, Боинг 747F) имеют грузовой люк и в носу фюзеляжа, для чего его нижняя часть (ниже пилотской кабины) выполняется откидывающейся вверх (в некоторых проектах она поворачивается в сторону). Такое решение влияет на конфигурацию всей носовой части фюзеляжа. Так, на самолете Боинг 747 для обеспечения по-
Рис. 15.10. Сравнение конфигурации хвостовой части фюзеляжа военно^ транспортных самолетов Локхид С-130 耳 Воцнг YC/4 -Рис. 15.10. Сравнение конфигурации хвостовой части фюзеляжа военно^ транспортных самолетов Локхид С-130 耳 Воцнг YC/4 -
Рис. 15.10. Сравнение конфигурации хвостовой части фюзеляжа военно^ транспортных самолетов Локхид С-130 耳 Воцнг YC/4 -
Рис. 15.10. Сравнение конфигурации хвостовой части фюзеляжа военно^ транспортных самолетов Локхид С-130 耳 Воцнг YC/4 -
Рис. 15.11 Выполнение грузового люка в носовой части фюзеляжа самолета Боинг 747FРис. 15.11 Выполнение грузового люка в носовой части фюзеляжа самолета Боинг 747Fтребных габаритов грузового проема в носу фюзеляжа кабина экипажа поднята вверх и выполнена в виде надстройки над фюзеляжем (рис. 15.11). Следует отметить, что для образования больших грузовых люков нашли применение только такие конструктивные реше-
Рис. 15.11 Выполнение грузового люка в носовой части фюзеляжа самолета Боинг 747F
Рис. 15.11 Выполнение грузового люка в носовой части фюзеляжа самолета Боинг 747F
ния, которые не связаны с необходимостью при выгрузке-погрузке производить разъединение проводок систем оборудования и управления.
ВЫБОР ПАРАМЕТРОВ ФЮЗЕЛЯЖА МНОГОМЕСТНЫХПАССАЖИРСКИХ САМОЛЕТОВ
С возрастанием размеров и вместимости пассажирских самолетов увеличилось число возможных вариантов размещения в кабине заданного количества пассажиров с определенным уровнем комфорта (размеры кресел, шаг их расположения, ширина прохода и т„ д.). А так как внутренняя компоновка пассажирской кабины тесно связана с конфигурацией фюзеляжа, то весьма актуальными стали проблемы выбора наивыгоднейших размеров и формы поперечного сечения фюзеляжа, его длины, а также числа пассажирских палуб. Как отмечалось в разд. 15.2, в этом случае Хф изменяется за счет одновременного варьирования длины и диаметра фюзеляжа при неизменном числе пассажирских мест. Следовательно, различные варианты размещения пассажиров, имея неодинаковые длины фюзеляжей, форму и площадь их поперечного сечения, будут отличаться и такими важнейшими характеристиками, как масса конструкции и аэродинамическое сопротивление фюзеляжа. Поэтому целесообразно выбирать те значения его длины и диаметра, да и форму сечения, которые были бы оптимальными, т. е. обеспечивали бы достижение экстремума принятого критерия оценки.
Вначале рассмотрим решение этой задачи на примере фюзеляжа дозвукового пассажирского самолета со следующими данными: вместимость — 500 пассажиров; шаг кресел 810 мм; расчетная дальность полета 2500 км; крейсерская скорость соответствует числу Мкрейс = 0,85 на высоте //Крейс = 10 км; длина ВПП соответствует аэродрому класса《В»; стартовая тяговооруженность Ро = = 0,3; удельная нагрузка на крыло р0 — m0^/S = 550 даН/м2; низкорасположенное крыло с четырьмя ТРДД, имеющее X = 7,5, т] = 3,5, % = 30°, ёо = 0,12 (максимальная высота кессона в корневом сечении 1,3 м); трехщелевые закрылки; предкрылки; интерцепторы.
Для нахождения возможных сочетаний значений длины и диаметра однопалубного фюзеляжа круглого сечения проработано 413
Рис. 15.12. Изменение массы конструкции фюзеляжа при лПас = 500, @ф, /ф) = var:
—• — наибольшая и наименьшая ширина кабины; средняя ширина
кабины
несколько вариантов компоновок пассажирской кабины (полученные соотношения между диаметром и длиной фюзеляжа фигурируют в данных рис. 15.12). Для всех вариантов приняты постоянными удлинения носовой и хвостовой частей фюзеляжа (2 и 3 соответственно). Так как при изменении длины фюзеляжа меняются плечи горизонтального Лг.о и вертикального Ав#0 оперения, то их площади S「. ° и SB. 0 определяются величинами их относительных статических моментов Sr. oLr. 0/(Sb^ = 1,0 и Sb3.JSI = =0,1, где S, /, &д — площадь, размах и средняя аэродинамическая хорда крыла. Изменение длины фюзеляжа связано с изменением длины стоек шасси из условия постоянства угла переваливания на носовую стойку шасси ср = 10 ... 12°. При увеличении диаметра фюзеляжа удлиняется подфюзеляжная часть крыла и уменьшается длина консолей крыла при неизменном размахе. В каждом варианте определяется масса фюзеляжа, крыла, оперения, шасси, топлива, находятся аэродинамическое сопротивление сх min, качество ^, себестоимость тонно-километра. Для упрощения расчетов (чтобы избежать итераций) взлетная масса самолета /По = 186,5 т, полученная для варианта размещения 500 пассажиров по 10 в ряду с двумя проходами при диаметре фюзеляжа 6,4 м и Длине 70 м, принята постоянной; при этом изменения составляющих взлетной массы компенсируются небольшими отклонениями в массе коммерческой нагрузки mK0M, возможными за счет различного количества багажа, почты, грузов, размещаемых под полом кабины.
В качестве критерия оценки выгодности р ассматр и в аемы х вариантов компоновок принята себестоимость тонно-километра а, (；^). Алгоритм расчета можно записать так:
^ (-^крейс^крейс) & (-^крейс^крейс) f G min f К 加т f ^j 今。， 414
где сР ——удельный расход топлива; тт ——масса топлива,加》— составляющие взлетной массы самолета, в том числе масса фюзеляжа, определяемая по методике [15, 16]. Следует учитывать, что для узких длинных фюзеляжей (九① > 14) важно знать, не будут ли они иметь слишком малую жесткость, не будут ли их прогибы превышать допустимые. Влияние деформации фюзеляжа на характеристики устойчивости и управляемости самолета по существующим нормам следует учитывать, если показатель
Сф = Р「.о/Х >0,1, где 尸г. ° ——сила от горизонтального оперения, изгибающая фюзеляж; X —— сила, приложенная в фокусе горизонтального оперения и приводящая вследствие изгиба фюзеляжа к изменению угла атаки оперения на 1°.
Если требования устойчивости и управляемости покажут, что в случае с巾 >0,1 нужно повысить жесткость фюзеляжа (для снижения Cq), то при неизменных параметрах его и оперения достигнуть этого можно только увеличением сечения и массы силовых элементов конструкции фюзеляжа. Весовые формулы позволяют вычислить массу фюзеляжа, обеспечивающую снижение сф до 0,1 (на рис. 15.12 эти возросшие значения массы показаны пунктирной кривой).
Потребные согласно приведенному алгоритму формулы представлены в работе [16].
Как видно из рис. 15.12, наименьшая масса конструкции фюзеляжа 加由=26,5 т получена для &ф = 5,4 м, /ф = 79 м (8 мест в ряду с двумя проходами). Наличие минимума массы фюзеляжа при «пас = const и (%, /ф) = уаг уже объяснено в разд. 152 На практике одному и тому же числу мест в ряду соответствуют разные диаметры фюзеляжей у различных самолетов с различным уровнем комфорта. Поэтому на рис. 15.12 штрих-пунктирными кривыми показаны границы отклонения величин диаметров в большую или меньшую стороны при постоянном Числе мест в ряду. Линии, пересекающие основную кривую, соответствующую средней ширине^пассажирской кабины, построенные при постоянном числе мест в^яду и /ф = const, показывают, каков в этих условиях будет эффект изменения диаметра фюзеляжа от изменения ширины кресел и проходов. Причем наклон этих линий постепенно снижается по мере уменьшения диаметра фюзеляжа, что объясняется существов ан и ем минимума массы фюзеляжа по диаметру при /ф = const (например, кривая, соответствующая /ф = 96 м н 6 местам в ряду, имеет минимум при d© ^ 3,5 м).
Совокупность кривых рис. 15.12 дает полную картину, позволяющую проектировщику выбрать наивыгоднейшие параметры фюзеляжа. Так, хотя для основной кривой минимум тф имеет место при 4ф = 5,4 м (8 кресел в ряду, /ф = 79 м), можно рассматривать выгодность перехода, к примеру, на диаметр 5,75 м при несколько уплотненном размещении 9 пассажиров в ряду, что
Рис. 15.13. Оптимизация диаметра фюзеляжаРис. 15.13. Оптимизация диаметра фюзеляжанемного снизит массу фюзеляжа и позволит уменьшить его длину до 74 м (последнее может быть выгодным для последующей модификации фюзеляжа с целью увеличения его длины и вместимости).
Рис. 15.13. Оптимизация диаметра фюзеляжа
Рис. 15.13. Оптимизация диаметра фюзеляжа
На рис. 15.13 представлены относительные величины составляющих взлетной массы т0 самолета в функции диаметра фюзеляжа и показано изменение себестоимости тонно-километра для различных вариантов основного сочетания диаметра и длины фюзеляжа. Минимум массы конструкции самолета соответствует тому же варианту, что и минимум массы фюзеляжа. Это объясняется тем, что рассматриваемые изменения массы других частей самолета имеют различные знаки и их суммарные Ат значительно меньше, чем изменения массы фюзеляжа. Поэтому при решении данной задачи основное значение имеет точное
определение массы фюзеляжа, которая оказывает наибольшее влияние на положение оптимума. Минимум по себестоимости тонно-километра и максимум по коммерческой нагрузке практически одинаковы для вариантов с d①= =5,4 м (% — 79 м) и с ^ф = 4,9 м (% = 84 м), т. е. эти экстремумы смещаются в сторону некоторого уменьшения и возрастания /ф, если не учитывать упомянутого увеличения тф для компенсации снижения жесткости в этих вариантах (для уменьшения ，① до 0,1). В противном случае оптимальным остается вариант с йф = 5,4 м, при котором а = 6,8(：；：).
Однако полученные результаты соответствуют конкретным исходным данным, в том числе по пассажировместимости, дальности полета, форме сечения, числу палуб. Чтобы выявить наивыгоднейшие конструктивно-проектировочные решения в широком диапазоне значений пассажировместимости и дальности полета многоместных самолетов, а также для различных форм поперечного сечения фюзеляжа с различным числом пассажирских палуб, можно
Рис. 15.14. Рассматриваемые поперечные сечения фюзеляжей:
а — круглое одно- и двухпалубное сечение; б — двухпалубное сечение, имеющее форму вертикальной восьмерки (бульбообразное); в — однопалубное сечение в форме горизонтальной восьмерки； h — высота салона; h^ ——высота багажного помещения
рассмотреть варианты компоновок фюзеляжей, вмещающих 300 ...700 пассажиров и имеющих расчетные дальности полета 2000...8000 км; типы поперечных сечений фюзеляжа показаны на рис. 15.14. Для всех сочетаний пассажировместимости, дальности полета, форм поперечного сечения следует определять массу фюзеляжа, крыла, оперения, шасси, топлива, находить аэродинамическое сопротивление и качество самолета, его взлетную массу, а в роли критерия оценки можно использовать себестоимость тон- на-километра. Решить поставленную задачу ввиду множественности обсчитываемых вариантов можно только с помощью ЭВМ в соответствии со схемой на рис. 15.1.
Как известно, с возрастанием дальности полета усиливается влияние на критерий оценки (себестоимость тонно-километра) аэродинамического совершенства самолета по сравнению с влиянием весовых характеристик, и наоборот, на малых дальностях роль весового совершенства возрастает. Этим объясняется уменьшение оптимального значения миделя фюзеляжа при увеличении расчетной дальности. Так, для ппас ~ 300 при расчетных дальностях Lp = 2000...4000 км оказываются выгодны однопалубные фюзеляжи круглого сечения, имеющие 7...8 мест в ряду с двумя проходами (力①=5,02...5,51 м); при дальности же £卩=8000 км выгодным становится размещение 6 мест в ряду с одним проходом. Наглядным примером к этому правилу может служить изменение выгодности одно- и двухпалубных фюзеляжей при вариации пасса-
14 С. М. Егер и Др. 417
Рис. 15.15. Сравнение оптимальных (для каждой формы сечения) фюзеляжей: а — £卩—3000 км; 6 — £卩—-8000 км
жировместимости и дальности полета. Однопалубные фюзеляжи обладают меньшим аэродинамическим сопротивленнем, но в то же -время они длиннее и тяжелее двухпалубных фюзеляжей равной вместимости, причем весовые преимущества последних возрастают с увеличением пассажировместимости. Это подтверждается графиками tzraln = / (ипас), приведенными на рис. 15.15, где представлены только оптимальные варианты фюзеляжей для каждого типа поперечного сечения. Для вариантов, при которых с© > 0,1, дополнительно построены кривые, соответствующие фюзеляжам с Сф = 0,1 (пунктирные кривые). При наименьшей из рассматриваемых вместимостей /1nqe 300 и наибольших расчетных дальностях 6000...8000 км преимущества однопалубного фюзеляжа круглого сечения максимальны (см. рис. 15.15, б), а при наибольшей вместимости /1nqe = 700 и наименьших расчетных дальностях 2000...3000 км максимальны преимущества двухпалубных фюзеляжей (см. рис. 15.15, а). Однако для малых, средних и больших значений и пассажировместимости, и дальности полета заранее не ясно, какая из компоновок фюзеляжа будет выгодной, так как показатели их сближаются. Графики показывают, что с увеличением расчетной дальности однопалубные фюзеляжи круглого сечения становятся оптимальными для все большей и большей пассажировместимости. Так, при £р = 2000...3000 км они выгодны до вместимости /гп,с = 350 (см. рис. 15.15, а), при Lp = 6000 км — ДО 九пас = 450, а при 厶卩=8000 км — до ппас = 575 (рис. 15.15, б). При больших пассажировместимостях на соответствующих расчетных дальностях наивыгоднейшими уже становятся двухпалубные фюзеляжи. Сечения в форме горизонтальной восьмерки, как правило, имеют недостаточную жесткость (с© > 0,1) и становятся невыгодными по массе при увеличении жесткости и достижении 。①=0,1. Показатели двухпалубных фюзеляжей круглого сечения 418
Рис. 15.16. Зоны выгодности одно- и двухпалубных фюзеляжей: / — зона выгодности однопалубных фюзеляжей; // ——зона выгодности двухпалубных фюзеляжей
и имеющих форму вертикальной восьмерки сближаются с увеличением дальности полета.
Полученные результаты позволяют выявить границу выгодности между однопалубными и двухпалубными фюзеляжами в зависимости от числа пассажирских мест и расчетной дальности полета. На рис. 15.16 кроме границы, разделяющей зоны рациональности одно- и двухпалубных фюзеляжей, нанесены точки, соответствующие значениям пассажировместимости и дальности полета современных многоместных самолетов (Ил-86, А.300В, ДС.10, Локхид 1011 «Тристар», Боинг 747). Выбор для них однопалубных фюзеляжей, как следует из рис. 15.16, оправдан. Точки, лежащие на границе, соответствуют случаям равной выгодности одно- и двухпалубных фюзеляжей. Хотя до сих пор полностью двухпалубных самолетов нет (у самолета Боинг 747 вторая палуба расположена только в носовой части фюзеляжа), можно предположить, что двухпалубные пассажирские самолеты появятся, когда их данные по дальности и вместимости будут лежать в зоне 〃•
Глава 16
ПРОЕКТИРОВАНИЕ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ САМОЛЕТА
СИЛОВАЯ УСТАНОВКА КАК СИСТЕМА САМОЛЕТА
Логика проектирования силовой установки
В силовую.установку самолета входят:
двигатели с их агрегатами и системами;
входные и выходные устройства;
топливная система и др. (см. приложение I).
Теория и проектирование отдельных систем силовой установки подробно освещаются в специальной литературе. В данной главе
[4*419
рассматриваются в основном вопросы проектирования силовой； установки, непосредственно связанные с общим проектированием! современного самолета.
Для проектирования силовой установки необходимы прежде всего следующие основные исходные данные: назначение самолета, требуемые летные характеристики и взлетная масса самолета.
Главные требования, предъявляемые к силовой установке: обеспечить наименьший удельный расход топлива (особенно для самолетов большой дальности полета), иметь наименьший удельный вес (особенно для самолетов с большой тяговооруженностью), а также иметь необходимую надежность и малую стоимость.
Успешный результат проектирования современного самолета с высокими характеристиками в значительной степени зависит от удачного объединения планера и силовой установки. Теперь недостаточно спроектировать планер, обладающий высоким аэродинамическим и весовым совершенством, и поставить на него двигатель с малым удельным расходом топлива и малым удельным весом. Необходимо согласовать характеристики планера и силовой установки, т. е. по тому или иному критерию, определяющему совер- шество самолетов данного типа, выбрать оптимальные режимы
проектирование воздухозаборникапроектирование воздухозаборникаЭкспериментальная дободкаВоздухозаборника
проектирование воздухозаборника
проектирование воздухозаборника
Согласование (экспераменглальное)воздухозаборника и двигателя
Летные (кп~:танця силоВой установки
Рис. 16.1. Логическая схема проектирования силовой установки самолета 420
полета самолета и работы силовой установки. Другими словами, наряду с оптимизацией характеристик планера выбрать оптимальную схему двигателя и такие главные параметры (определяющие высотно-скоростные характеристики двигателя), как т — степень двухконтурности, Т — температура газа перед турбиной,崂一 степень повышения давления (степень сжатия) в компрессоре и др.
Согласованные характеристики планера и силовой установки обеспечивают получение максимума (или минимума) целевой функции, а следовательно, более полное выполнение ТТТ, предъявленных к проектируемому самолету.
На рис. 16.1 показана примерная последовательность проектирования силовой установки современного самолета.
При проектировании современного самолета могут иметь место два случая:
двигатель уже разработан к началу проектирования самолета (самолет проектируется под готовый двигатель);
требуется разработать новый двигатель, специально предназначенный для проектируемого самолета.
Если проектирование самолета ведется под готовый двигатель, то вопрос о выборе типа двигателя и его параметров, естественно, не ставится. В данном случае определяется требуемая тяговооруженность самолета, необходимое число двигателей и т. д.
Если для проектируемого самолета разрабатывается новый двигатель, то в процессе эскизного проектирования самолета уточняются все необходимые характеристики будущего двигателя (выполняется согласование характеристик планера и силовой установки). По результатам проведенной работы конструкторы самолета совместно с конструкторами двигателя составляют ТТТ на проектирование двигателя (и сопла).
Характеристики авиационных двигателей
Основными характеристиками авиационных двигателей, по которым осуществляется их сравнительная оценка, являются: высотно-скоростные характеристики Р = f (М, Н) н Ср = f (М, Н), секундный расход воздуха mBt удельная тяга Руд, удельный вес двигателя 丫鹏 и его габаритные размеры (длина и максимальный диаметр) *.为та характеристики определяются главным образом такими параметрами двигателя, как температура газа перед турбиной, степень повышения давления в компрессоре и степень двухконтурности.
Удельная тяга двигателя (тяга, приходящаяся на 1 кг расхода воздуха) является не только мерой экономичности силовой установки, но и одним из главных параметров, определяющих шум двигателя, а также хорошим критерием для сравнения аэродина-
Рис. тягиРис. тягитивление силовой установки с изменением числа М полетативление силовой установки с изменением числа М полета16.2. Влияние удельной двигателя на лобовое сопро-16.2. Влияние удельной двигателя на лобовое сопро-мического сопротивления (и ма喲 сы) силовой установки (рис. 16.2).!
Рис. тяги
Рис. тяги
тивление силовой установки с изменением числа М полета
тивление силовой установки с изменением числа М полета
16.2. Влияние удельной двигателя на лобовое сопро-
16.2. Влияние удельной двигателя на лобовое сопро-
Лобовое сопротивление сило-1 вой установки на дозвуковых ско-|
ростях полета слабо зависит от事 удельной тяги двигателя, поэтому Ч для дозвуковых самолетов можно 扌 принимать небольшие значения 当 удельной тяги (другими словами, 1 большую степень двухконтурно-扌 сти двигателя).?
обеспечивается именно в том случае, если двигатель рассчитан на сравнительно небольшой высотно-скоростной диапазон (этим и объясняется деление авиационных двигателей на дозвуковые, сверхзвуковые и гиперзвуковые). Конкретные значения тех илиобеспечивается именно в том случае, если двигатель рассчитан на сравнительно небольшой высотно-скоростной диапазон (этим и объясняется деление авиационных двигателей на дозвуковые, сверхзвуковые и гиперзвуковые). Конкретные значения тех илиЗадачи, выполняемые совре- ? менной авиацией, требуют от авиа- + ционного двигателя высокой экономичности в широком диапазоне ； скоростей и высот полета. Одна-' ко наибольшая экономичность “
обеспечивается именно в том случае, если двигатель рассчитан на сравнительно небольшой высотно-скоростной диапазон (этим и объясняется деление авиационных двигателей на дозвуковые, сверхзвуковые и гиперзвуковые). Конкретные значения тех или
обеспечивается именно в том случае, если двигатель рассчитан на сравнительно небольшой высотно-скоростной диапазон (этим и объясняется деление авиационных двигателей на дозвуковые, сверхзвуковые и гиперзвуковые). Конкретные значения тех или
иных характеристик, естественно, зависят от типа двигателя.
Современные ТРДД для дозвуковых самолетов, в зависимости от степени двухконтурности двигателя т, имеют слудующие значе-
/о и удельного рас-/о и удельного рас-ния стартового удельного расхода топлива хода топлива в крейсерском полете сР^рейс:
/о и удельного рас-
/о и удельного рас-
т ВысокаяНизкая
Сро，кг/(даН-ч) 0,3... 0,40,50,6
СркРейс，кг/(паНт)0,6 ... 0,7 0,7 …0,8
В период предварительных расчетов (а также при дипломном проектировании) удельный расход топлива для дозвуковых самолетов можно определить по следующей приближенной зависимоси:
^Ркрейс ~ 0,95 [+ М (0,494 - 0,0145Я) , (16.1)
где /и ——степень двухконтурности двигателя; М ——число М полета； Н — высота полета (км).
Наряду со степенью двухконтурности на удельный расход топлива оказывают существенное влияние и такие параметры двигателя, как степень повышения давления в компрессоре и температура газа перед турбиной (рис. 16.3).
Удельный расход топлива в кг/(даН-ч) для сверхзвуковых ТРДФ и ТРДДФ на различных режимах полета в первом
приближении можно определить по следующей формуле:
Ср = &°丽 0,3 + (т^~ 十 0,2) |/£ 1,85 十
+ 1,5噩0痂- + (0,27 + 0,01М2) ИМ - 0,02〃] . (16.2)
Здесь Ср。——стартовый удельный расход топлива;々巾=1 при бес- форсажном режиме,木巾=1 + 0,008〃 + 0,017 м2 — 0,17 М при режиме полного форсажа; Т； в К； М — число М полета; Н — высота полета (км).
Следует заметить, что на сверхзвуковых крейсерских скоростях полета, соответствующих числам М = 2,0,..2,5, экономичность одноконтурного двигателя и двухконтурного двигателя с небольшой степенью двухконтурности примерно одинакова. Причем оба типа двигателей должны иметь невысокую (по сравнению с дозвуковыми двигателями) степень повышения давления компрессора.
Важной х ар актер истикой, определяющей конструктивное совершенство авиационного двигателя, является его удельный вес (по стартовой тяге), т. е. отношение сухого веса двигателя к максимальной стартовой тяге 7ДВ = nt^lPQ. Первые ТРД с центробежным компрессором имели удв ^ 0,5. Современные ТРДД для дозвуковых самолетов имеют удельный вес 7ДВ = 0,16...0,19, а ТРДДФ для сверхзвуковых самолетов ——7ДВ 0,1...0.17.
Следует отметить, что удельный вес двигателя практически не зависит от степени двухконтурности и величины стартовой тяги, например, ТРДД CF 700-2D-2 (т = 1,93; Ро — 2020 даН) имеет у в = 0,166; ТРДД CF6-55 (/и = 4,2; Ро = 25 400 даН) имеет 7ДВ = 0,161; ТРДД TF-39 (加=8;戶° = 18 640 даН) имеет удв = =0,177 (все двигатели разработаны фирмой «Джен ер ал Электрик»)
Такая важная геометрическая характеристика двигателя, как максимальный диаметр, напротив, зависит главным образом от степени двухконтурности и стартовой тяги.
В первом приближении диаметр ТРДД (м) можно определить по следующей зависимости:
%产(34 + 0,04m0,75)j/ 冗Tf戸，(16.3)
ВОЗДУХОЗАБОРНИКИ СОВРЕМЕННЫХ САМОЛЕТОВ
Работа воздухозаборника
Функции воздухозаборника в системе силовой установки современного самолета сводятся к следующему:
——обеспечить устойчивую работу двигателя на всех режимах полета;
—обеспечить сжатие поступающего в воздухозаборник воздуха, преобразуя кинетическую энергию набегающего потока в давление.
K2
} W 15 20 25 30 35 初 P^牆
Рис. 16.3. Крейсерские характеристики ТРДД при М = 0,85, /7= 11 [км
При дозвуковых скоростях полета повышение давления воздуха в двигательном тракте происходит в основном в компрессоре газотурбинного двигателя (приблизительно в пять раз больше, чем в воздухозаборнике). По мере увеличения скорости полета функции компрессора постепенно переходят к воздухозаборнику; при числе М = 1,2...1,4 воздухозаборник и компрессор в одинаковой степени сжимают поток* При больших сверхзвуковых скоростях полета (М > 3) роль компрессора становится уже несущественной, а степень сжатия во входном устройстве достигает порядка 40 : 1, т. е. более целесообразным становится воздушно-реактивный двигатель без компрессора (ПВРД).
Степенью сжатия воздуха в турбореактивных двигателях принято называть отношение давления воздуха в конце процесса сжатия, т. е. за компрессором, к атмосферному давлению:
где р* — полное давление за компрессором (перед камерой сгорания); рИ — атмосферное давление;房 一 полное давление на входе в компрессор;嗝х— степень сжатия в воздухозаборнике; п；— етепень сжатия в компрессоре.
При торможении потока всегда имеют место потери давления, обусловленные трением, вихреобразованием (отрыв потока при неравномерном поле скоростей), теплообменом, а при торможении
сверхзвукового потока появляются и волновые потери, обусловленные возникновением скачков уплотнения. В результате потерь в воздухозаборнике реально достижимые величины 冗餃 оказываются меньше теоретически возможных. Например, при числе М = 3 можно получить ЛвХ ^ 30, вместо 唯.ид ~ 38, которое было бы в идеальном случае (без потерь).
Потери давления, возникающие при сжатии воздуха во входном устройстве, принято оценивать величиной коэффициента восстановления полного давления (в теории двигателей для удобства расчетов часто пользуются не статическими, а полными давлениями). Коэффициент восстановления полного давления:
Овх н ^вх/^вх. ИД ― рв/рн,
где рн — полное давление набегающего потока воздуха.
Для того чтобы воздухозаборник современного самолета эффективно выполнял свои функции, он должен обеспечивать:
—возможно более высокие значения коэффициента восстановления полного давления;
—достаточно равномерное поле скоростей на входе в компрессор;
—устойчивую (без сильных срывов потока и пульсаций давления) работу на всех режимах эксплуатации;
—возможно меньшее внешнее сопротивление.
Дозвуковые воздухозаборники
Накопленный опыт проектирования и эксплуатации дозвуковых воздухозаборников позволяет получать весьма высокие значения коэффициента восстановления полного давления в подобных входных устройствах: аЕХ = 0,97...0,98.
При проектировании дозвуковых воздухозаборников их параметры выбираются для основного режима полета.
Размеры входного отверстия диффузора определяются расходом массы воздуха через площадь входа. Согласно закону сохранения массы секундный расход воздуха в сечениях Н——Н и вх——вх (рис. 16.4) будет одинаковый:
^в нР円=^вх^вхрвх»
где V — расчетная скорость полета на высоте Н.
Площадь входа, следовательно, можно выразить так:
仔,(16.4)
где тв — секундный расход воздуха через двигатель, под который проектируется воздухозаборник (задан в характеристиках двигателя)： VEX ——скорость воздуха на входе в воздухозаборник; Рвх — плотность воздуха на входе.
вхвхРис. 16.4. Схема дозвукового воздухозаборникаРис. 16.4. Схема дозвукового воздухозаборника
вх
вх
Рис. 16.4. Схема дозвукового воздухозаборника
Рис. 16.4. Схема дозвукового воздухозаборника
Величину Увх в первом приближении можно записать как произведение: VBX = VVBX, где УЕХ — 0,3 ... 0,7 ——относительная скорость воздуха на входе в воздухозаборник. Меньшие значения величины Увх принимаются для длинных и искривленных каналов (чтобы иметь небольшие гидравлические потери), большие значения УЕХ ——для коротких каналов и ГТД с большими скоростями на входе в компрессор.
Увеличение плотности воздуха рвх при торможении от К до Ubx определяется по специальным газодинамическим таблицам.
В период предварительных расчетов (а также при дипломном проектировании) размеры входного отверстия можно определить через относительный диаметр входа
% J《一區；/(「мУ 十 1 ■ (16.5)
Здесь D3X = £>вх/°г.马；°вх —— диаметр входа воздухозаборника; D「. 〃 一 максимальный наружный диаметр гондолы двигателя, причем
&・д~(1,2 . . . 1,3) DBH,
где DBH — максимальный внутренний диаметр гондолы; М — число М полета. Можно принимать, DBH ^ РДЕ (DffB — диаметр двигателя по компрессору).
Профилирование входной кромки осуществляется для того, чтобы получить плавное обтекание гондолы и избежать срывов потока на входе.
Угол притекания внешнего контура потока ко входу в воздухозаборник относительно его оси §вх (градус) в первом приближении можно определить через относительную скорость входа:
Рвх — 22 j/" 1/Увх — 1 ,Рвх — 22 j/" 1/Увх — 1 ,(16.6)(16.6)
Рвх — 22 j/" 1/Увх — 1 ,
Рвх — 22 j/" 1/Увх — 1 ,
(16.6)
(16.6)
Радиус кривизны входной кромки (губы обечайки) воздухозаборника, обеспечивающий плавное обтекание, можно принимать
5 = (004 …0,05)/%Г・ (16.7)
Профилирование воздушного канала предусматривается для получения наибольшего значения величины оЕХ и равномерного поля скоростей на входе в компрессор (сеч. в——в), что достигается при безотрывном течении в канале.
Обеспечить безотрывность течения можно, выбрав такой профиль, чтобы степень повышения давления по длине канала имела постоянное значение. В этом случае полуугол раствора канала а с 4 5°.
Если канал имеет повороты и изгибы, то изменение площади поперечных сечений канала должно быть плавным, а на последнем участке (перед двигателем) ось канала должна совпадать с осью компрессора. Эта цилиндрическая часть канала выполняется длиной не менее (0,5 ... 1,0) £>дв.
Профилирование внешних обводов воздухозаборника должно обеспечить ему минимальное лобовое сопротивление. Поэтому наружные обводы воздухозаборника профилируются независимо от внутренних.
Относительная наружная длина： входа, целесообразная из условия минимизации лобового сопротивления гондолы двигателя, может быть выражена как функция числа М полета:
Z = L队产 1,5М2, (16.8) где L ——расстояние от носка гондолы до цилиндрической части.
Следует заметить, что приведенные выше зависимости, определяющие основные параметры воздухозаборника, являются приближенными. Теоретически весьма сложно учесть все особенности реального течения, поэтому окончательные рекомендации по профилированию воздухозаборника устанавливаются экспериментально.
Сверхзвуковые воздухозаборники
При обтекании сверхзвуковым потоком пространственных тел, как известно, образуются скачки уплотнения. При переходе потока через скачок параметры потока (скорость, давление, плотность, температура) резко (скачком) меняются с той или иной интенсивностью в зависимости от угла наклона скачка. Это явление и используется в сверхзвуковых воздухозаборниках.
Повышение давления и температуры в скачках уплотнения, образовавшихся на входе в воздухозаборник, является частью цикла сжатия в силовой установке сверхзвукового самолета. Потери, возникающие при сжатии воздуха, складываются из волновых потерь (в системе скачков), вихревых потерь и потерь от трения. Однако основную величину составляют волновые потери:
Grx = (。,9 • • • 0,95) ст©к，
Рис. 16.5. Способы образования скачков уплотнения:Рис. 16.5. Способы образования скачков уплотнения:а — воздухозаборник с внешним сжатием (все косые скачки расположены снаружи); б — воздухозаборник смешанного сжатия (косые скачки рас- йоложены и снаружи, и внутри воздухозаборника); в — воздухозаборник с внутренним сжатием (все косые скачки расположены внутри)а — воздухозаборник с внешним сжатием (все косые скачки расположены снаружи); б — воздухозаборник смешанного сжатия (косые скачки рас- йоложены и снаружи, и внутри воздухозаборника); в — воздухозаборник с внутренним сжатием (все косые скачки расположены внутри)где %н = %% ... art == П 立— коэффи- £=1
Рис. 16.5. Способы образования скачков уплотнения:
Рис. 16.5. Способы образования скачков уплотнения:
а — воздухозаборник с внешним сжатием (все косые скачки расположены снаружи); б — воздухозаборник смешанного сжатия (косые скачки рас- йоложены и снаружи, и внутри воздухозаборника); в — воздухозаборник с внутренним сжатием (все косые скачки расположены внутри)
а — воздухозаборник с внешним сжатием (все косые скачки расположены снаружи); б — воздухозаборник смешанного сжатия (косые скачки рас- йоложены и снаружи, и внутри воздухозаборника); в — воздухозаборник с внутренним сжатием (все косые скачки расположены внутри)
циент восстановления полного давления в системе скачков; аг — коэффициент восстановления полного давления в одном скачке.
В зависимости от формы поперечного сечения входа сверхзвуковые воздухозаборники могут быть разделены на два типа: двухмерные (плоские) и трехмерные (круглые, полукруглые и др.).
В зависимости от положения косых скачков воздухозаборники делятся на воздухозаборники [внешнего, внутреннего и смешанного сжатия; все три типа могут быть и двухмерными, и трехмерными (рис. 16.5).
Воздухозаборники внешнего сжатия по сравнению с заборниками внутреннего сжатия имеют несколько большее аэродинамическое сопротивление и меньший к. п. д.; например, при скорости полета, соответствующей числу М = 2,2, можно получить:
Сжатие ВнешнееВнутреннее Смешанное
Овх 0,910,950,93
Однако воздухозаборники внешнего сжатия достаточно просты в регулировании, не требуют сложной системы запуска, обладают весовыми преимуществами, поэтому они нашли широкое применение в сверхзвуковой авиации.
Воздухозаборники с внутренним сжатием требуют очень сложной системы регулирования, трудно запускаются (выходят на расчетный режим) и т. д. Поэтому, несмотря на более высокие значения коэффициента овх, они пока не получили практического применения.
Воздухозаборники смешанного сжатия также очень чувствительны к изменению режима работы и различного рода возмущениям, которые могут быть вызваны, например, значительным изменением угла атаки при маневре самолета или включением (выключением) форсажной камеры двигателя и т. д. Этот тип воздухозаборника целесообразно использовать на однорежимных сверхзвуковых самолетах»
Параметры и размеры сверхзвукового воздухозаборника выбираются из условия обеспечения бесперебойной работы двигателя во всем диапазоне скоростей полета, на который рассчитан данный самолет.
Рис. 16.6. Схема сверхзвукового воздухозаборника смешанного сжатия (расчетный режим работы)
Площадь входа. Пропускная способность воздухозаборника оценивается коэффициентом расхода 屮,представляющим собой отношение действительного расхода воздуха к максимально возможному, т. е.
屮二=тmax，
Коэффициент расхода 屮 численно равен отношению площади струи воздуха в невозмущенном потоке (рис. 16.6, сеч. Н—Я) к площади входа в воздухозаборник:
▽~尸"尸bх，
причем площадью входа сверхзвукового воздухозаборника считается полная площадь сеч. вх—вх. Площадь непосредственно входной щели:
尸專—F вх — F т, где FT — площадь сечения тела, создающего систему скачков уплотнения.
Для создания системы скачков в воздухозаборниках могут применяться как плоские тела (клин) — для плоских воздухозаборников, так и круглые тела (конус, полуконус, четверть конуса) —- для трехмерных воздухозаборников соответствующей формы. Однако геометрические параметры всех воздухозаборников аналогичны, поэтому продольное сечение, например, полукруглых и плоских воздухозаборников будет практически одинаковым (см. рис. 16.6), а продольное сечение круглого воздухозаборника будет отличаться только симметричностью нижней и верхней частей сечения.
На расчетном режиме работы воздухозаборника внешние косые скачки уплотнения фокусируются на передней кромке обечайки, т. е.
с/Пв& ^^Н1
Ф — = -р~77 = 1 ,
/Пн щах ^вхУРн
откуда 尸—,(16.9)
где mB — секундный расход воздуха; V ——скорость полета самолета; рн — плотность воздуха на высоте полета.
Г1олный расход воздуха через воздухозаборник:
加в£ =加в + 加в. п. с + ^в» пер»
где /ив — расход воздуха через двигатель; тВф п> с — масса воздуха пограничного слоя, сливаемого с поверхностей сжатия (клина, конуса и т. д.); /ив< пер — масса воздуха, перепускаемого из rm 轟 узор а в атмосферу через перепускные (противопомпаж- ные) створки. Однако с достаточной для эскизного проектирования точностью можно принимать mBS ^ тЕ.
Расход воздуха через двигатель:
W =加в・ up 警'/(16.10) г&е /Пв.пр — приведенный расход воздуха; 〃；="力％х； Р^ Го — соответственно давление и температура окружающего воздуха Выразим давление и температуру полного торможения через число М полета:
Рн = Он (1 + 0,2М2)з,5； ТЗ = Th (1 + 0,2М2),
и температура окружаю-и температура окружаю-где рн, 7% — соответственно давление и температура полного торможения набегающего потока на высоте полета;尸"， Ти —— соответственно давление ''
и температура окружаю-
и температура окружаю-
полета.полета.JxP/〃l+°，2M2)3. / -28ГJxP/〃l+°，2M2)3. / -28Гщего воздуха на высоте Получим
полета.
полета.
JxP/〃l+°，2M2)3. / -28Г
JxP/〃l+°，2M2)3. / -28Г
加в = "в. пр] оззУ тн *(1th ]])
Окончательно выражение для определения площади входа сверхзвукового воздухозаборника будет иметь вид
<WM1+。，2M2)3⑵
- тв. пр10,⑷/рнУ 方，(16.12)
где 尸вх ——в м2; л?в> пр ——в кг/с (значения приведенного расхода воздуха даны в приложении IV); рн — в даН/см2; V — в м/с; 和 一 в к.
Число поверхностей сжатия на клине (конусе), т. е. число косых скачков уплотнения в воздухозаборнике, должно обеспечивать получение максимального коэффициента восстановления полного давления в системе скачков (значение оск тем больше, чем больше число косых скачков, рис. 16.7).
Углы ступенчатого клина (конуса) %, а2, а3 и т. д. (см. рис. 16.6) выбирают таким образом, чтобы на расчетном режиме работы воздухозаборника наружные косые скачки фокусировались
ком и т. д.Чтобы коэффициент восстановления полного давления в системе скачковком и т. д.Чтобы коэффициент восстановления полного давления в системе скачковРис. 16.7. Зависимость коэффициента <?ск от числа М полета:Рис. 16.7. Зависимость коэффициента <?ск от числа М полета:нмеп большое значение скорость по- ; _ прямой скачок, 2 _ ко. тока перед прямым (замыкающим) сой скачок + прямой； 3 ——два скачком не должна превышать ско- триЫ\о^хКа «ачка+йпР™<^ рость, соответствующую числу М = = 1,201,25.
ком и т. д.
Чтобы коэффициент восстановления полного давления в системе скачков
ком и т. д.
Чтобы коэффициент восстановления полного давления в системе скачков
Рис. 16.7. Зависимость коэффициента <?ск от числа М полета:
Рис. 16.7. Зависимость коэффициента <?ск от числа М полета:
Скорость потока за i-м косым скачком Уг связана со скоростью потока перед скачком следующей зависимостью:
cos Picos Picos (R —НГcos (R —НГ(16.13)(16.13)где Vi_x — скорость потока перед f-м косым скачком.
cos Pi
cos Pi
cos (R —НГ
cos (R —НГ
(16.13)
(16.13)
Для первого косого скачка, следовательно, будем иметь %二"添瑞%尸(16」4)
где V — скорость полета.
Число М потока за Лм косым скачком определяется так:
5+m亍,5M彳,cos2团c"
Ml - -Ц,(16.15)
7Msin2 Pt- — 15 + Л!?— sin2 6/
где Mz_i ——число M потока перед i-м косым скачком (для первого косого скачка — число М полета).
Соотношение между углом поворота потока (углом клина, конуса) и углом наклона скачка выражается формулой
М? 1 sin2 В — 1< .
tg 电=Ctg 自丁 / '—•(16.16)
1 + M乙(1,2 — sm2廿(/
Зная число косых скачков, из уравнений (16.13) ... (16.16) можно определить необходимые значения углов ступенчатого клина (конуса), обеспечивающие одинаковую интенсивность в скачках.
Особое внимание следует обратить на угол наклона первой поверхности сжатия аь так как он фактически определяет вынос конуса (клина) — расстояние от вершины клина до плоскости входа.
Для современных сверхзвуковых воздухозаборников (в зависимости от расчетного числа М полета) угол а； принимает следующие значения:
沙V2,52,5 …3,5
Клин 〜9。〜7。
Конус 〜15°〜1『
Длина ступеней конуса (клина) легко определяется, если известны углы а и 0 и размер А.
Расстояние по оси от плоскости входа до вершины конуса (клина):
厶= /i/tg 阮.(16.17)
Расстояние от плоскости входа до начала второй ступени (на рис. 16.6 ——размер /2) найдем, проведя из точки фокусирования второго скачка луч под углом (а工 + р2) к набегающему потоку. Аналогично определяются размеры /3,厶 и т. д.
Площадь горла воздухозаборника Fr (в сеч. г—г) должна уменьшаться при увеличении скорости полета. Физически это вполне очевидно: с увеличением числа М полета возрастает степень повышения давления воздуха в системе скачков, а следовательно, повышаются давление и плотность воздуха в горле, что и приводит к необходимости уменьшения его площади (в противном случае воздух в горле расширится и Пвх снизится).
Обычно рассчитывается необходимая относительная площадь горла
F「= FJ^bx.
Значение величины Fr в зависимости от числа М полета в первом приближении можно принимать:
М 1,52,02,53,03,5
耳 0,50,420,350,320,3
Найденные в результате эскизного проектирования параметры сверхзвукового воздухозаборника обязательно проверяются и корректируются в процессе экспериментальных испытаний.
Совместимость в оздухозаб оря икаи двигателя
Важной задачей в согласовании характеристик планера и силовой установки является обеспечение совместимости воздухозаборника и двигателя. Совместимость в данном случае означает устойчивую работу двигателя с заданными хар актер истинами на установившихся и переходных режимах при наличии всевозможных дестабилизирующих факторов, 432
Изменения частоты вращения двигатели, уг^ов атаки и скольжения, включение (выключение) форсажной камеры и т. д. вызывают изменение пропускной способности воздухозаборника и двигателя, а также приводят к нарушению равномерности поля скоростей потока на входе в двигатель, что, естественно, нарушает его устойчивую работу. Существенная неравномерность поля скоростей потока, например, может вызвать вибрацию лопаток компрессора и их поломку. При нарушении согласованности пропускной способности воздухозаборника и двигателя возникает неустойчивая пульсирующая работа силовой установки (помпаж, «зуд» воздухозаборника). При этом значительно уменьшается коэффициент восстановления полного давления аЕХ, т. е. снижается тяга двигателя и увеличивается удельный расход топлива.
Характерной особенностью в работе дозвуковых воздухозаборников является автоматическое согласование расхода воздуха, проходящего через двигатель и входное устройство. Поэтому дозвуковые воздухозаборники не нуждаются в системе регулирования расхода воздуха. Иногда, для лучшей равномерности поля скоростей на режимах максимальной тяги, по периферийной окружности обечайки заборника устанавливаются дополнительные впускные створки (самолеты Боинг 747, Ту-154 и др.). Схема работы впускных створок показана ниже (см. рис. 16.23).
Воздухозаборники самолетов, рассчитанных на большие сверхзвуковые скорости полета, чтобы избежать вредного влияния указанных выше дестабилизирующих факторов на работу силовой установки и сохранить высокое значение аРХ в большом диапазоне скоростей, должны иметь специальную систему регулирования (невзирая на увеличение сложности, массы и стоимости воздухозаборника).
Задача системы регулирования по обеспечению согласованной работы воздухозаборника и двигателя сводится к тому, чтобы на сверхзвуковых скоростях удержать систему скачков (особенно замыкающий прямой скачок за горлом) в заданном положении. Это можно сделать изменением площади горла и перепуском лишнего воздуха в окружающую атмосферу. Перепуск воздуха в атмосферу осуществляется открытием специальных створок, установленных на поверхности канала (за горлом) воздухозаборника. Эти створки получили название противопомпажных или перепускных. При сверхзвуковом крейсерском полете створки перепуска воздуха непрерывно приоткрыты и часть воздуха стравливается в атмосферу, предотвращая тем самым возникновение «помпажа» воздухозаборника.
При взлете и небольших дозвуковых скоростях полета потребная площадь горла оказывается больше величины Fr fflax, определяемой конструктивными возможностями (это объясняется относительно малой плотностью воздуха в горле). Поэтому, несмотря на полностью раскрытое горло, двигателю для нормальной работы не хватает воздуха. Чтобы не нарушать режим работы дви-
Рис. 16.8. Схема регулирования воздухозаборника истребителя Макдоннелл-Дуглас F-15: 7 — отверстия для отвода пограничного слоя； 2 — силовой цилиндр отклонения передней части воздухозаборника; 3 ——шариирно-связанные рампы, регулируемые с помощью одного гидропривода; 4 —- створки перепуска воздуха;- 5 — ось поворота передней части воздухозаборника; 6 ——отверстия отсоса воздуха с боковых поверхностей канала воздухозаборникаРис. 16.8. Схема регулирования воздухозаборника истребителя Макдоннелл-Дуглас F-15: 7 — отверстия для отвода пограничного слоя； 2 — силовой цилиндр отклонения передней части воздухозаборника; 3 ——шариирно-связанные рампы, регулируемые с помощью одного гидропривода; 4 —- створки перепуска воздуха;- 5 — ось поворота передней части воздухозаборника; 6 ——отверстия отсоса воздуха с боковых поверхностей канала воздухозаборникагателя, при взлете и при малых дозвуковых скоростях полета открываются дополнительно вспомогательные (взлетные) створки и дополнительный воздух поступает к двигателю, минуя горло. Для изменения площади горла конструкцией может быть предусмотрено перемещение конуса вперед — назад (круглые возду хоз абор ни ки)
Рис. 16.8. Схема регулирования воздухозаборника истребителя Макдоннелл-Дуглас F-15: 7 — отверстия для отвода пограничного слоя； 2 — силовой цилиндр отклонения передней части воздухозаборника; 3 ——шариирно-связанные рампы, регулируемые с помощью одного гидропривода; 4 —- створки перепуска воздуха;- 5 — ось поворота передней части воздухозаборника; 6 ——отверстия отсоса воздуха с боковых поверхностей канала воздухозаборника
Рис. 16.8. Схема регулирования воздухозаборника истребителя Макдоннелл-Дуглас F-15: 7 — отверстия для отвода пограничного слоя； 2 — силовой цилиндр отклонения передней части воздухозаборника; 3 ——шариирно-связанные рампы, регулируемые с помощью одного гидропривода; 4 —- створки перепуска воздуха;- 5 — ось поворота передней части воздухозаборника; 6 ——отверстия отсоса воздуха с боковых поверхностей канала воздухозаборника
или перемещение по- движных рамп (плоские воздухозаборники). Для дополнительного всасывания или перепуска воздуха открываются дополнительные отверстия в канале за горлом (вспомогательные и перепускные створки на сверхзвуковых воздухозаборниках).
Регулирование работы воздухозаборника осуществляется автоматической системой.
На сверхзвуковых высокоманевренных самолетах (для которых характерно значительное изменение углов атаки) передняя часть воздухозаборника может поворачиваться на 13 ... 15° как единое целое (рис. 16.8). Такой воздухозаборник позволяет эффективно изменять площадь сечения захватываемого потока.
Компоновка воздухозаборниковна самолете
Выбор места установки воздухозаборника на самолете играет важную роль в решении вопросов совместимости воздухозаборника и двигателя (в конечном счете в согласовании характеристик планера и силовой установки), так как характеристики изолированного входного устройства могут существенно измениться при установке его на самолете.
Компоновка воздухозаборника в значительной степени определяется общей аэродинамической схемой самолета и требованиями к его летным характеристикам (маневренный или неманевренный самолет, рабочий диапазон высот и скоростей полета, предельные углы атаки и скольжения, грунтовая ВП или бетонированная и т. д.). При неудачной компоновке воздухозаборника взаимовлияние крыла и фюзеляжа может стать одной из главных причин искажения поля течения, особенно при изменении углов атаки и скольжения.
Другим источником неравномерности поля скоростей в воздухозаборнике является трение (обусловленное вязкостью воз- 434
духа). Наличие трения, как известно, вызывает появление пограничного слоя на обтекаемой поверхности, скорость в котором резко падает от скорости невозмущенного потока до нуля.
При сверхзвуковом обтекании пограничный слой, взаимодействуя со скачками уплотнения, нарушает их четкость: появляются местные отрывы потока от стенок; пограничный слой, проходя через скачки, еще больше увеличивает свою толщину; в местах вздутия пограничного слоя образуются новые слабые косые скачки (Х-скачки) и т. д.
Отклонение от расчетной схемы течения, вызванное вязкостью воздуха, в конечном счете и приводит к неравномерности поля скоростей и снижению авх. Поэтому воздухозаборники всех современных самолетов должны иметь систему отвода (слива) пограничного слоя. Удаляется как пограничный слой, образовавшийся на поверхности фюзеляжа (или крыла), так и пограничный слой, возникший на поверхностях сжатия ——конусе (клине) и внутренней поверхности обечайки (рис. 16.9).
Толщина пограничного слоя зависит^от скорости потока, от коэффициента вязкости воздуха и длиньГзоны контакта потока с омываемой поверхностью. При компоновке воздухозаборника для удаления пограничного слоя высоту сливных щелей (^, h2,...) в первом приближении можно принимать по соотношению Л ^ ^ 0,01 /, где / —— длина поверхности, на которой образуется пограничный слой. Если воздухозаборник будет вплотную прилегать к поверхности фюзеляжа (т. е.力工=0), то, например, при М = 2 коэффициент восстановления полного давления уменьшится на 25 ... 30 %, что приведет в конечном счете к снижению тяги двигателя примерно на 45 % и к увеличению удельного расхода топлива на 15 %.
При выборе места для установки воздухозаборника на самолете необходимо учитывать и положительное влияние поверхностей самолета на работу входного устройства. Крыло и фюзеляж на некоторых режимах полета могут быть использованы для существенного сглаживания течения и уменьшения неоднородности поля скоростей потока перед воздухозаборником. Воздухозаборник на достаточном удалении от передней кромки находится 435
Рис. 16.11, Основные особенности компоновки нерегулируемого воздухозаборника истребителя F-16 (воздухозаборник выполнен в виде отдельного модуля и может быть заменен другим воздухозаборником):/ — зазор между фюзеляжем и воздухозаборником для слива пограничного слоя； 2 — дульный срез пушки, удаленный от входного сечения воздухозаборника； 3 ——плавное увеличение площадей воздушного канала (обеспечивает почти линейное изменение числа М)； 4 — выступающая вперед пластина для предотвращения попадания пограничного слоя в воздухозаборник； 5 ——тупая губа обечайки (выполнена в виде отдельного компо- нента и может быть заменена, если потребуется улучшить характеристики воздухозаборника); 6 — положение прямого скачка уплотнения; 7 — нижняя поверхность фюзеляжа, выполняющая роль поверхности предварительного сжатияРис. 16.11, Основные особенности компоновки нерегулируемого воздухозаборника истребителя F-16 (воздухозаборник выполнен в виде отдельного модуля и может быть заменен другим воздухозаборником):/ — зазор между фюзеляжем и воздухозаборником для слива пограничного слоя； 2 — дульный срез пушки, удаленный от входного сечения воздухозаборника； 3 ——плавное увеличение площадей воздушного канала (обеспечивает почти линейное изменение числа М)； 4 — выступающая вперед пластина для предотвращения попадания пограничного слоя в воздухозаборник； 5 ——тупая губа обечайки (выполнена в виде отдельного компо- нента и может быть заменена, если потребуется улучшить характеристики воздухозаборника); 6 — положение прямого скачка уплотнения; 7 — нижняя поверхность фюзеляжа, выполняющая роль поверхности предварительного сжатияРис. 16.10. Зависимость угла атаки нижней губы воздухозаборника ан.г от угла атаки самолета а (М = 0,8)Рис. 16.10. Зависимость угла атаки нижней губы воздухозаборника ан.г от угла атаки самолета а (М = 0,8)
Рис. 16.11, Основные особенности компоновки нерегулируемого воздухозаборника истребителя F-16 (воздухозаборник выполнен в виде отдельного модуля и может быть заменен другим воздухозаборником):
/ — зазор между фюзеляжем и воздухозаборником для слива пограничного слоя； 2 — дульный срез пушки, удаленный от входного сечения воздухозаборника； 3 ——плавное увеличение площадей воздушного канала (обеспечивает почти линейное изменение числа М)； 4 — выступающая вперед пластина для предотвращения попадания пограничного слоя в воздухозаборник； 5 ——тупая губа обечайки (выполнена в виде отдельного компо- нента и может быть заменена, если потребуется улучшить характеристики воздухозаборника); 6 — положение прямого скачка уплотнения; 7 — нижняя поверхность фюзеляжа, выполняющая роль поверхности предварительного сжатия
Рис. 16.11, Основные особенности компоновки нерегулируемого воздухозаборника истребителя F-16 (воздухозаборник выполнен в виде отдельного модуля и может быть заменен другим воздухозаборником):
/ — зазор между фюзеляжем и воздухозаборником для слива пограничного слоя； 2 — дульный срез пушки, удаленный от входного сечения воздухозаборника； 3 ——плавное увеличение площадей воздушного канала (обеспечивает почти линейное изменение числа М)； 4 — выступающая вперед пластина для предотвращения попадания пограничного слоя в воздухозаборник； 5 ——тупая губа обечайки (выполнена в виде отдельного компо- нента и может быть заменена, если потребуется улучшить характеристики воздухозаборника); 6 — положение прямого скачка уплотнения; 7 — нижняя поверхность фюзеляжа, выполняющая роль поверхности предварительного сжатия
Рис. 16.10. Зависимость угла атаки нижней губы воздухозаборника ан.г от угла атаки самолета а (М = 0,8)
Рис. 16.10. Зависимость угла атаки нижней губы воздухозаборника ан.г от угла атаки самолета а (М = 0,8)
в потоке, угол скоса которого из-за влияния крыла (фюзеляжа) значительно меньше угла атаки самолета, что и приводит к сглаживанию потока перед воздухозаборником. Этот эффект имеет большое значение для высокоманевренных самолетов, углы атаки которых могут превышать 40°. На рис. 16.10 для подобной компоновки воздухозаборника показано влияние крыла на уменьшение скоса потока при дозвуковых скоростях (аналогичный эффект имеет место и при сверхзвуковых скоростях).
При сверхзвуковых скоростях крыло (фюзеляж) затормаживает поток, работая фактически как первая ступень сжатия сверхзвукового потока. В результате такого предварительного сжатия коэффициент восстановления полного давления(твх в воздухозаборнике повышается. Этот эффект особенно значителен при числах М > 1,2, что и позволяет с успехом использовать нерегулируемый возду хоз аборник с дозвуковой геометрией до чисел М — =1,5 ... 1,7 (рис. 16.11).
В зависимости от места их размещения на самолете воздухозаборники можно разделить на следующие основные типы: лобовые (главным образом, круглые), боковые и подкрыльные (или подфюзеляжные).
Лобовые воздухозаборники размещаются либо в носовой части фюзеляжа на легких самолетах, либо в носовой части гондолы двигателей, установленной на крыле тяжелых самолетов.
Основное преимущество лобовых воздухозаборников состоит в том, что они, встречаясь с невозмущенным потоком, обеспечивают высокую равномерность поля скоростей, а при сверхзвуковом крейсерском полете на расчетном режиме, кроме того, позволяют строго выдерживать заданное положение системы скачков уплотнения.
Однако лобовые воздухозаборники имеют и ряд недостатков. Если на тяжелых неманевренных самолетах в течение всего крейсерского полета угол атаки практически не меняется, а следовательно, система ^скачков на входе . в воздухозаборник сохраняет заданное положение, то на легких самолетах при выполнении маневра с большой перегрузкой, когда угол атаки значительно увеличивается, фокуси-
Рис. 16.12. Влияние угла атаки на коэффициент восстановления полного давле-Рис. 16.12. Влияние угла атаки на коэффициент восстановления полного давле-ровка скачков нарушается, что приво- ния в лобовом осесиммет- дит к неравномерности поля скоростей ричном воздухозаборнике и к снижению коэффициента восстано
Рис. 16.12. Влияние угла атаки на коэффициент восстановления полного давле-
Рис. 16.12. Влияние угла атаки на коэффициент восстановления полного давле-
вления полного давления. Вследствие этого лобовые воздухозаборники на больших углах атаки работают недостаточно эффективно (рис. 16.12).
Второй недостаток: размещая воздухозаборник в носовой части фюзеляжа, приходится занимать большие внутренние объемы в фюзеляже под воздушный канал (фактически весь фюзеляж от носа до хвоста прорезан воздушным и двигательным трактом), что, естественно, усложняет компоновку самолета. Кроме того, лобовой воздухозаборник не позволяет размещать в носу фюзеляжа антенну радиолокатора большого диаметра (антенна ограничивается размерами конуса воздухозаборника).
Рис. 16.13. Гондола двигателя самолета Ту-134Рис. 16.14. Воздухозаборник истребителя-бомбардировщика «Фантом 1Ь.437Рис. 16.13. Гондола двигателя самолета Ту-134Рис. 16.14. Воздухозаборник истребителя-бомбардировщика «Фантом 1Ь.437Боковые воздухозаборники по форме входа отличаются большим разнообразием —— круглые, полукруглые, прямоугольные и др. На дозвуковых самолетах в основном применяются круглые воздухозаборники.
Рис. 16.13. Гондола двигателя самолета Ту-134
Рис. 16.14. Воздухозаборник истребителя-бомбардировщика «Фантом 1Ь.
437
Рис. 16.13. Гондола двигателя самолета Ту-134
Рис. 16.14. Воздухозаборник истребителя-бомбардировщика «Фантом 1Ь.
437
Наличие пограничного слоя на поверхности фюзеляжа, как было отмечено выше, требует создания сливных щелей при компоновке воздухозаборников на самолете, а в случае размещения двигателей на хвостовой части фюзеляжа вся гондола двигателя отодвигается и крепится к фюзеляжу на пилоне (рис. 16.13).
Следует заметить, что пилон в данном случае позволяет лишь организовать слив пограничного слоя, не обеспечивая, однако, условий работы лобового воздухозаборника.
к этой входа).к этой входа).На сверхзвуковых самолетах в основном применяются боковые воздухозаборники прямоугольной формы либо близкие форме (рис. 16.14) (хотя встречаются и другие формы
к этой входа).
к этой входа).
Рнс. 16」5・ Компоновочная схема гондолы двигателейРнс. 16」5・ Компоновочная схема гондолы двигателейтяжелоготяжелогосверх-сверх-
Рнс. 16」5・ Компоновочная схема гондолы двигателей
Рнс. 16」5・ Компоновочная схема гондолы двигателей
тяжелого
тяжелого
сверх-
сверх-
звукового самолета:
а — общее устройство; б—крейсерский полет; в——взлет; г — остановка двигателя； д— ре- версер тяги; / — щель для слива пограничного слоя с поверхности крыла; неподвижная плоскость клниа; 3 — подвижные рампы; 4 — дозвуковой канал воздухозаборника; 5 — дополнительные заборники воздуха; 6 — первичное сопло； 7—реверсер тяги; 8 — регулируемое вторичное сопло； 9 — глушитель； 10 — форсунки форсажной камеры； // — стенка под двигателем; /2 — пропускная (противопомпажная) створка; /3 — вспомогательная (взлетная) створка; 14 ——обечайка; /5 — вертикальная перегородка, разделяющая заборники двух двигателей; Л —— щель для слива пограничного слоя
скости клина; 3 — воздух пограничного слоя
Размещение воздухозаборников по бокам фюзеляжа не только значительно сократило длину воздушного канала, но и полностью освободило нос фюзеляжа для установки радиолокационной станции. При четкой организации слива пограничного слоя боковые воздухозаборники работают весьма эффективно.
Подкрыльные (подфюзеляжные) воздухозаборники на существующих самолетах имеют плоский либо овальный вход (см. рис. 16.11). На тяжелых сверхзвуковых самолетах воздухозаборники, как правило, являются передней частью гондол двигателей, установленных под крылом. На рис. 16.15 показано продольное сечение гондолы самолета «Конкорд».
Недостатком подкрыльных воздухозаборников является плохая работа на больших отрицательных углах атаки.
СИСТЕМА ВЫХЛОПА
Минимизация донного сопротивления
Хвостовая часть фюзеляжа (или гондолы двигателя) должна так профилироваться, чтобы сопротивление на дозвуковой скорости было минимальным и при этом удовлетворялись требования свер хзвукового полета.
Если объединение сопла с хвостовой частью фюзеляжа выполнено неудачно (особенно при установке нескольких двигателей, расположенных рядом), то большая площадь донного среза вызо* вет появление значительного донного сопротивления. На некоторых режимах полета (при максимальном сужении сопла) донное сопротивление может достигать 30 % полного сопротивления само* лета, что приводит к серьезному ухудшению летных характеристик.
Донное сопротивление определяется главным образом, формой внешних обводов хвостовой части самолета. Чем плавнее обводы хвостовой поверхности, тем более равномерным будет поле давле^ ний на ней, и внешний поток останется присоединенным к обтекаемой поверхности, т. е. донное сопротивление будет небольшим.
На рис. 16.16 показано влияние удлинения хвостовой части фюзеляжа (или гондолы двигателей) на распределение коэффициента давления, выраженного как отношение
Cp = ^k， (16.18)
где р ——давление на хвостовой поверхности; рн—статическое давление на высоте полета; р“Н/2 — динамическое давление на высоте полета.
Координаты образующей линии хорошо обтекаемой хвостовой поверхности можно определить по следующей зависимости:
г = 0,5 [Омид 一 (Омид 一 о ер)炉/偿 в], (16.19)
439
Рис. 16.16. Распределение коэффици - ента давления вдоль образующих тел вращения при скорости полета, соответствующей числу М = 0,9Рис. 16.16. Распределение коэффици - ента давления вдоль образующих тел вращения при скорости полета, соответствующей числу М = 0,9где г — радиус текущего сечения хвостовой части; £)мид —— диаметр миделевого сечения хвостовой части; £)ср — диаметр хвостового среза; х — расстояние от текущего сечения до миделя (см. рис. 16.16); & — длина хвостовой части.
Рис. 16.16. Распределение коэффици - ента давления вдоль образующих тел вращения при скорости полета, соответствующей числу М = 0,9
Рис. 16.16. Распределение коэффици - ента давления вдоль образующих тел вращения при скорости полета, соответствующей числу М = 0,9
При скоростях полета, соответствующих числам М < 0,7, струя газа, вытекающего из сопла реактивного двигателя, практически не-влияет на распределение давления по внешней поверхности хвостовой части фюзеляжа (или гондолы двигателя). При числе М^0,8 и малой длине профилированной хвостовой части возникает
отрыв потока, в зоне которого наблюдается существенное разрежение. Донное сопротивление в данном случае значительно увеличивается.
Нерегулируемые сопла двигателей дозвуковых самолетов не вызывают больших проблем при минимизации донного сопротивления. Однако современные сверхзвуковые самолеты нуждаются в более эффективных выхлопных системах. На таких самолетах
устанавливают выхлопные сопла с регулируемой геометрией, которые отвечают циклам работы двигателей с форсажной камерой и высокой степенью сжатия, разработанных для быстрого разгона и полета с большими числами М.
Чтобы сопло реактивного двигателя обладало небольшим донным сопротивлением на бесфорсажном режиме, оно должно иметь вторичные створки возможно большей длины (рис. 16.17). Внешний поток, обтекающий
Рис. 16.17. Сечение сопла с малым донным сопротивлением:/ — приводное кольцо первичного сопла; 2 — приводное кольцо вторичного сопла; 3 — положение прн форсаже; 4 — положение при бесфорсажном режимеРис. 16.17. Сечение сопла с малым донным сопротивлением:/ — приводное кольцо первичного сопла; 2 — приводное кольцо вторичного сопла; 3 — положение прн форсаже; 4 — положение при бесфорсажном режимехвостовую часть фюзеляжа (гондолы), при небольшом угле наклона вторичных створок (10 ... 15°) остается присоединенным к ним, что и снижает донное сопротивление. Однако пр актически все типы сверхзвуковых регулируемых сопел в дозвуковом полете обладают повышенным сопроти-
Рис. 16.17. Сечение сопла с малым донным сопротивлением:
/ — приводное кольцо первичного сопла; 2 — приводное кольцо вторичного сопла; 3 — положение прн форсаже; 4 — положение при бесфорсажном режиме
Рис. 16.17. Сечение сопла с малым донным сопротивлением:
/ — приводное кольцо первичного сопла; 2 — приводное кольцо вторичного сопла; 3 — положение прн форсаже; 4 — положение при бесфорсажном режиме
Рис, 16.18. Дополнительное сопротивление возможных сверхзвуковых сопел: / — аэродинамический эжектор; 2 — изоэнтропическая рампа; 3 — сужающееся расширяющееся сопло с длинными створками; 4 — центральное тело
влением по сравнению с регулируемым сужающимся соплом, рассчитанным лишь на дозвуковой полет. На рис. 16.18 показано дополнительное сопротивление возможных типов сопел современного сверхзвукового самолета, выраженное в виде отношения
ДХ/Р ид = Х/Рид — (Х/Р ид)н. с. о
где X — сопротивление сверхзвукового регулируемого сопла; Рид ——идеальная тяга изоэнтропического сопла; Х^. Сф с ——сопротивление нерегулируемого сужающего сопла..
На величину донного сопротивления большое влияние оказывает также взаимное расположение нескольких двигателей на самолете: сопротивление всех типов сопел уменьшается при увеличении относительного расстояния между ними.
Реверс тяги ВРД
Выхлопные системы многих современных самолетов оборудованы устройством для реверсирования тяги двигателя. Необходимость в отрицательной тяге возникла в связи с увеличением длины пробега при посадке современных реактивных самолетов (на самолетах с ТВД отрицательную тягу получают с помощью реверсивных винтов; на военных реактивных самолетах для этой цели применяется, как правило, тормозной парашют).
Особенно эффективен реверс тяги при посадке на мокрый или обледенелый аэродром, когда коэффициент трения мал и длина пробега значительно возрастает.
Рис. 16.19. Влияние времени получения максимальной отрицатель - иой тяги при включении реверсивного устройства на длину пробега (Упос= =250 км/ч, Pq = 0,25.....,0,30, ftp = 0,2)Рис. 16.19. Влияние времени получения максимальной отрицатель - иой тяги при включении реверсивного устройства на длину пробега (Упос= =250 км/ч, Pq = 0,25.....,0,30, ftp = 0,2)
Рис. 16.19. Влияние времени получения максимальной отрицатель - иой тяги при включении реверсивного устройства на длину пробега (Упос= =250 км/ч, Pq = 0,25...
..,0,30, ftp = 0,2)
Рис. 16.19. Влияние времени получения максимальной отрицатель - иой тяги при включении реверсивного устройства на длину пробега (Упос= =250 км/ч, Pq = 0,25...
..,0,30, ftp = 0,2)
В зависимости от степени двухконтур* ности ТРДД и конструкции реверсивного устройства для создания реверса тяги струя реактивного двигателя используется полностью или частично (при большой степени двухконтурности ТРДД для реверса тяги может использоваться только контур вентилятора).
Эффективность применения реверса тяги определяется не только величиной отрицательной тяги двигателя, но и такими факторами, как: % ——время начала действия максимальной отрицательной тяги; Р — тяговооруженность самолета; Упос — скорость посадки самолета, /тр — коэффициент трения колес о поверхность ВПП при пробеге.
В общем случае отрицательная тяга при включении реверсивного устройства может быть выражена следующим образом:
&ев = %в Мрев%ев COS ф —(fflr—fflpeB) %],(16.20)
где пдв ——число двигателей на самолете, оборудованных устройством для реверсирования тяги; /ирев ——расход массы газа на выходе из реверсивного устройства; 1ГрйВ —— скорость истечения газа на выходе из реверсивного устройства;屮 —— угол между вектором скорости газа и осью двигателя; тг ——полный массовый расход газа; Wc — скорость истечения газа на выходе из сопла. Эффективность конструкции реверсивного устройства оценивается величиной относительной тяги реверса Ррев = Ррев/Р0, где Ро —— максимальная взлетная тяга двигателя (без форсажа). Для современных ТРДД Ррев = 0,3 ... 0,6. Получить величину %ев > 0,6 практически невозможно.
Время начала действия максимальной отрицательной тяги % определяется такими факторами, как время принятия решения на включение реверса тяги (реакция летчика), время срабатывания механизма реверсйвного устройства и время перехода двигателя с режима малого газа на максимальную тягу (приемистость двигателя)? В идеальном случае /н = 0, т. е. максимальная отрицательная тяга двигателя образуется в момент касания колес шасси при посадке самолета, однако в реальных условиях /н ~ 5 ... ...10 с (например, для двигателя НК-8-2, установленного на самолете Ту-154, время получения максимальной отрицательной тяги равно 6 с).
Как видно из рис. 16.19 особенно эффективное влияние на длину пробега реверс тяги оказывает при малых значениях ^н 442
Рис. 16.20. Аэродинамический эжектор, объединенный с реверсером тяги двигателя RM-8A, установленного на многоцелевом истребителе «Вигген» (Швеция):
а ——входной канал открыт; б ——входной канал закрыт; в ——реверсер включен
Рис. 16.21. Реверсер тяги самолета «Гольфстрин-П» а — створки убраны; 6 — створки в рабочем положении
(даже при Ррев = 0,3). При большом значении /н влияние величины 戶рев на длину пробега снижается. Другими словами, повысить эффективность реверсивного устройства можно главным образом за счет снижения величины /н (за счет уменьшения приемистости двигателя, которая оказывает определяющее влияние на величину 加)・
По конструктивным особенностям все реверсивные устройства можно разделить на два типа: реверсивные устройства, осуществляющие поворот газовой струи до среза основного сопла, и реверсивные устройства, отклоняющие струю за срезом основного сопла. В реверсивных устройствах первого типа на режиме реверса тяги специальные створки перекрывают путь газа к основному соплу, направляя его к отклоняющей решетке (см. рис. 16.15). Вместо отклоняющей решетки возможны и другие конструктивные решения для поворота струи газа (рис. 16.20).
В реверсивных устройствах второго типа створки реверсера на режиме прямой тяги располагаются над соплом, образуя наружные обводы гондолы двигателя (рис. 16.21).
УСТАНОВКА ДВИГАТЕЛЕЙ НА СОВРЕМЕННЫХСАМОЛЕТАХ
Установка двигателей на современных самолетах должна удовлетворять следующим основным требованиям:
—обеспечивать минимальное приращение массы и аэродина
мического сопротивления самолета;
4
Рис. 16.22. Конструкция крепления ТВД к крылу самолета:
/ — двигатель; 2 — подкосы; 3 — демпфер; 4 — ферма крепления двигателя
—обеспечивать удобство монтажа и демонтажа двигателей, а также легкий доступ ко всем агрегатам в процессе технического осмотра и обслуживания;
— обеспечивать возможность локализации и быстрого тушения пожара, возникшего в двигателе.
Конструкция крепления двигателя должна обеспечивать ком-. пенсацию температурных деформаций и поглощение вибраций дай- ' гателя (и винта). Виброперегрузки во всех узлах крепления не должны превышать нормируемых значений. Снижение вибраций особенно необходимо при установке двигателей на фюзеляже ! (или внутри фюзеляжа) самолета, когда резонансная вибрация недостаточно сбалансированных двигателей может передаваться по опорам двигателей к обшивке кабины, где она вследствие «эффекта мембраны» может превратиться в усиленные звуковые колебания (такой случай имел место на некоторых серийных самолетах Дуглас ДС-9).；
Конструкции крепления авиационных двигателей весьма разнообразны и зависят как от типа двигателей, так и от их расположения на самолете.
Турбовинтовые двигатели обычно устанавливают на крыле и крепят к конструкции крыла при помощи пространственной стержневой системы (фермы) через демпферы (рис. 16.22).
На современных самолетах турбореактивные двигатели часто размещают в специальных гондолах, представляющих собой тонкостенные конструкции (с продольным и поперечным силовым набором), аналогичные конструкциям фюзеляжа.
Устанавливают двигательные гондолы на крыле или фюзеляже с помощью пилонов. Все коммуникации в плоскости пилона выполняют разъемными. В пилоне размещается противопожарная пере- : городка, изолирующая конструкцию крыла (или фюзеляжа) от зон топливной и масляной систем.
Рис. 16.23. Установка ТРДД Пратт Уитни J T9D и схема работы реверсе- ров тяги и впускных створок (Боинг 747):Рис. 16.23. Установка ТРДД Пратт Уитни J T9D и схема работы реверсе- ров тяги и впускных створок (Боинг 747):羽引羽引
Рис. 16.23. Установка ТРДД Пратт Уитни J T9D и схема работы реверсе- ров тяги и впускных створок (Боинг 747):
Рис. 16.23. Установка ТРДД Пратт Уитни J T9D и схема работы реверсе- ров тяги и впускных створок (Боинг 747):
羽引
羽引
/ ——вал привода вспомогательных агрегатов; 2 ——соосный привод постоянной скорости； 3 — генератор мощностью 60 кВ*А; 4 — иасос и блок управления; 5 — центрифуга; 6 — масляный бак; 7 — привод реверса тяги газогенератора; 8 — тросовая проводка к реверсеру; 9 ——пиевмомотор привода реверсера тяги вентилятора; 10 ——гибкий приводной вал； 11 ——решетка реверсера; /2 ——перемещающееся кольцо; 13 ——роликовые направляющие； 14 — узел крепления двигателя; 15 — звено, воспринимающее тягу; 16 — перепуск воздуха; /7 ——обратный клапан отбора от 15-й ступени; 19 —— первичный теплообменник; 20 — воздух от вентилятора к теплообменнику; 21 ——выпускной клапан воздуха от вентилятора； 22 ——клапан сбрасывания давления; 23 ——блок регулирования температуры перепускаемого воздуха; 24 — отсечной и регулирующий клапаи； 2M ——магистраль воздушной системы; .2© ——пиевмостартер; 27 ——гидронасос* приводимый пневмомотором; 28 — гидробак; 29 — статор;] 30 — болты； 31 — решетка реверсера; 32 — створки реверсера; 33 — впускные створкн; 34 — акустические (звукопоглощающие) панели； 35 ——одноступенчатый вентилятор
Основные размеры и масса гондолы определяются размерами двигателя, воздухозаборника и выхлопного сопла; некоторое влияние на размеры и массу гондолы оказывает также конструк- ция звукопоглощающей облицовки.
На рис. 16.23 показана установка гондолы ТРДД с большой степенью двухконтурности на крыле современного самолета.
Возможная конструкция крепления двигателя при пилонной подвеске под крылом показана на рис. 16.24.
Если необходимая тяговооруженность самолета обеспечивается тремя двигателями, то внешние двигатели устанавливаются либо на пилонах под крылом, либо на горизонтальных пилонах на хвостовой части фюзеляжа, а средний двигатель ——внутри хвостовой части фюзеляжа. Установка среднего двигателя с S-образным каналом требует его тщательного объединения с фюзеляжем.
На рис. 16.25 представлены общие требования для проектирования S-образного канала и установки двигателя внутри хвостовой части фюзеляжа. Положение двигателя и его выхлопного сопла по вертикали определяется величиной угла тангажа, необходимого для выполнения взлета и посадки самолета.
Рис. 16.25. Установка ТРДД внутри хвостовой части фюзеляжа:Рис. 16.25. Установка ТРДД внутри хвостовой части фюзеляжа:DB 一 внешний диаметр кожуха вентилятора;，«□.(；) — размер, зависящий от длины поверхности образования пограничного слоя; 1 ——линия пола в пассажирской кабинеDB 一 внешний диаметр кожуха вентилятора;，«□.(；) — размер, зависящий от длины поверхности образования пограничного слоя; 1 ——линия пола в пассажирской кабинеРис. 16.24. Пилонная подвеска двигателя под крылом:
Рис. 16.25. Установка ТРДД внутри хвостовой части фюзеляжа:
Рис. 16.25. Установка ТРДД внутри хвостовой части фюзеляжа:
DB 一 внешний диаметр кожуха вентилятора;，«□.(；) — размер, зависящий от длины поверхности образования пограничного слоя; 1 ——линия пола в пассажирской кабине
DB 一 внешний диаметр кожуха вентилятора;，«□.(；) — размер, зависящий от длины поверхности образования пограничного слоя; 1 ——линия пола в пассажирской кабине
/ — передний узел крепления двигателя; 2 — кессон пилона; 3 — задний узел крепле- ния двигателя; 4 — узлы крепления пилона к крылу; 5 — гондола двигателя; 6 —подкос
Монтаж и демонтаж двигателя, установленного внутри фюзеляжа, производится обычно простым подъемом (спуском) двигателя через большой несиловой люк, который используется также для подхода к агрегатам двигателя при техническом обслуживании в процессе эксплуатации самолета.
6〃d 46〃d 4Рис. 16.26. Крепление двигателейРис. 16.26. Крепление двигателейхвостовой части фюзеляжа с помощьюхвостовой части фюзеляжа с помощьюнана1010ПОДКОСОВ：ПОДКОСОВ：以 2' 3，4, 5, 6 — подкосы; 7, 8, 9 — усиленные шпангоуты гондолы двигателя;/° — балка боковая; //, 12, /3, 14 — усиленные шпангоуты фюзеляжа； /5, '16 二 балка以 2' 3，4, 5, 6 — подкосы; 7, 8, 9 — усиленные шпангоуты гондолы двигателя;/° — балка боковая; //, 12, /3, 14 — усиленные шпангоуты фюзеляжа； /5, '16 二 балкаВозможная конструкция крепления двигателей при установке на хвостовой части фюзеляжа показана на рис. 16.26.
6〃d 4
6〃d 4
Рис. 16.26. Крепление двигателей
Рис. 16.26. Крепление двигателей
хвостовой части фюзеляжа с помощью
хвостовой части фюзеляжа с помощью
на
на
10
10
ПОДКОСОВ：
ПОДКОСОВ：
以 2' 3，4, 5, 6 — подкосы; 7, 8, 9 — усиленные шпангоуты гондолы двигателя;
/° — балка боковая; //, 12, /3, 14 — усиленные шпангоуты фюзеляжа； /5, '16 二 балка
以 2' 3，4, 5, 6 — подкосы; 7, 8, 9 — усиленные шпангоуты гондолы двигателя;
/° — балка боковая; //, 12, /3, 14 — усиленные шпангоуты фюзеляжа； /5, '16 二 балка
7
Рис. 16.27. Установка ТРДДФ Пратт-Уитни F-100 на истребителе Джене- рал Дайнэмикс F-16:
/ ——вентилятор двигателя F-100; 2 — усиленный шпангоут; 3 ——передний узел подвески двигателя; 4 ——форсажная камера; 5 ——регулируемое выхлопное сопло; 6 — главный узел подвески двигателя; 7 — мнаголонжеронная конструкция крыла
Крепление двигателя в гондоле и фюзеляже осуществляется в трех точках и представляет собой сочетание нескольких подкосов в гондоле (или в фюзеляже). Такая конструкция крепления позволяет компенсировать изменение длины двигателя из-за температурных ресширений. Положение двигателя может изменяться регулированием длины подкосов и т. д.
На современных истребителях один или два турбореактивных • двигателя устанавливаются внутри хвостовой части фюзеляжа и крепятся к усиленным шпангоутам (рис. 16.27).।
Для улучшения обслуживания истребителя вспомогательные агрегаты двигателей могут размещаться на планере, а не на двигателях, что упрощает установку и обеспечивает взаимозаменяемость правого и левого двигателей (например, истребитель Макдоннелл- Дуглас F-15).
ШУМ РЕАКТИВНЫХ САМОЛЕТОВ
Уровень шума
Возросшая интенсивность воздушного движения и увеличение размеров пассажирских самолетов породили новую проблему в современном самолетостроении ——проблему снижения шума си-
ловой установки реактивных пассажирских самолетов. Большая 扌 пропускная способность крупных аэропортов (свыше 1000 самоле-. I тов в сутки) привела к тому, что шум от турбореактивных двига- | телей стал оказывать вредное физиологическое воздействие на на- | селение районов, прилегающих к аэропортам, и обслуживаю- I щий персонал аэродромов. Поэтому при проектировании пасса- I жирских самолетов задача снижения шума силовой установки 1 теперь считается такой же важной, как и достижение хороших | летных х ар актер и сти к и высокой экономичности проекти р уемого ] самолета.|
Сила (интенсивность) монозвука, т：е. звука одной частоты,] определяется количеством энергии/переносимой звуковой волной ] за 1 с через площадку в 1 см2, перпендикулярную направлению дви-] ження волны. Сила звука и звуковое давление (избыточное по 1 отношению к атмосферному среднеквадратичное давление, порождаемое звуковыми волнами) связаны соотношением?
/ — 〃2в/(ра),(16.21)；
гДе / — сила звука в данной точке пространства; рзъ — звуковое ' давление; р — плотность среды; а — скорость звука в данной среде.
Уровень силы монозвука L измеряется в децибелах (дБ) и выражается как
厶=10 lg(/〃o),(16.22)
где /0 — сила звука на пороге слышимости (при L = 0).
Шум, издаваемый реактивным двигателем, представляет собой беспорядочные колебания воздуха, состоящие из ряда простых звуковых колебаний различной интенсивности и частоты.'
Так как ухо человека обладает неодинаковой чувствительностью к звукам различной частоты, то уровень воспринимаемого человеком шума является в определенной степени понятием субъективным и не всегда точно характеризуется объективными акустическими показателями. Например, одинаково неприятным воспринимается шум с уровнем L = 101 дБ и частотой / = —1°0 Гц и шум с L = 82 дБ и / = 4000 Гц, несмотря на то, что их интенсивности отличаются в 80 раз.
Поэтому для более точной оценки уровня воспринимаемого шума была введена единица PN“B (от англ. Perceived Noise — воспринимаемый шум). Общий уровень шума от турбореактивного двигателя пересчитывается в единицы PNaE для отдельных участков частотного спектра шума по специальным таблицам, в основу которых положены линии равной шумности.
Однако единица PNab оказалась недостаточно совершенной А』я правильной оценки уровня шума реактивных самолетов. Как показали дальнейшие исследования, при одинаковом уровне ■ воспринимаемого шума дополнительное раздражающее действие на человека оказывает продолжительность шума, зависящая от 448
скорости самолета и траектории полета. Кроме продолжительности шума, единица РЫдб не учитывает влияние дискретных тонов в спектре шума (отдельные всплески уровня шума в узком диапазоне частот), которые также оказывают дополнительное раздражающее действие по сравнению с широкополосным шумом (шум с плавным изменением уровня по частоте). Для учета этих факторов предложена новая единица оценки шума реактивных самолетов ——ЕРМдб (эффективные Dn“B), в основу которой положена единица РМдВ с поправками на продолжительность воздействия шума и наличие в спектре шума дискретных тонов.
Нормы на допустимый уровень шума
Диапазон уровней шума, воспринимаемый ухом человека, весьма широк: L = 0 …140 EpNaB, что соответствует изменению интенсивности шума в 1014 раз. Область воспринимаемых частот распространяется от 20 до 20 000 Гц (примерно десять октав). В практических анализах обычно ограничиваются более узким диапазоном частот / = 45 ... 11 000 Гц (восемь октав). Следует заметить, что не все воспринимаемые шумы утомляют человека. Раздражают и утомляют шумы, уровень ■ которых превышает 80 ЕРМдб. Особенно сильное воздействие на человека оказывают шумы при L > 110 EPN^B с частотами / = 2000 ... 5000 Гц (более высокие и более низкие частоты действуют менее раздражающе).
Уровни воспринимаемого шума некоторых обычных источников в ЕРМдб таковы:
Порог слышимости 0
Лес при безветрии 10
Разговор вполголоса 40
Машинописное бюро 80
В вагоне метро 90
Железнодорожный экспресс (в тамбуре) . . .110
Болевой порог 140
Пассажирский самолет Боинг 707 (взлетная масса 151 т, начало эксплуатации 1957 г.) при наборе высоты создает на местности шум с уровнем L = 114 EPN“E, а при заходе на посадку L = 120 EPNaB. Если учесть диапазон частот шума современных ТРДД (f = 50 ... 10 000 Гц) и тот факт, что взлетная масса лас- сажирских самолетов превысила 350 т, то станет ясным появление специальных норм на допустимый уровень шума от реактивных пассажирских самолетов.
Допустимые уровни шума указаны в ГОСТ 17228—78. Аналогичные нормы установлены в США, Англии и ряде других стран. Все они близки к нормам ИКАО, согласно которым шум, создаваемый пассажирскими самолетами, замеряется в трех контрольных точках:
при взлете — на расстоянии 0,65 (0,45) км в стороне от ВПП (0,65 км — для существующих самолетов и 0,45 км — для вновь создаваемых);
Рнс. 16.28. Расположение контрольных пунктов (КП) для замера уровня шума尸
EPN85
115115105105川0川09595909085858080Рис. 16.29. Нормы на допустимый уровень шума и фактические уровни глума некоторых современных пассажирских самолетов:Рис. 16.29. Нормы на допустимый уровень шума и фактические уровни глума некоторых современных пассажирских самолетов:/三賞礴驚Yz0^-^0^图一龈Т兽謂/7万巡”党驾脇
115
115
105
105
川0
川0
95
95
90
90
85
85
80
80
Рис. 16.29. Нормы на допустимый уровень шума и фактические уровни глума некоторых современных пассажирских самолетов:
Рис. 16.29. Нормы на допустимый уровень шума и фактические уровни глума некоторых современных пассажирских самолетов:
дииамический шум cal牆*」為哪，盡紀°盡二體工е恵;/二^您ная конфигурация)
при наборе высоты — иа расстоянии 6,5 км от начала разбега;
при заходе на посадку — на расстояние 2 км от начала ВПП (рис. 16.28).
Допустимый уровень шума в принятых нормах выражается через взлетную массу самолета (так как тяговооруженность пассажирских самолетов примерно одинакова).
При взлете и при заходе на посадку
厶=6,6 lg т0 + 91,6 ЕР№5;(16.23)
при наборе высоты
L н 16,6 1g 恤 + 65,8 EPNqB,(16.24)
где mQ — взлетная масса самолета (т).
При уменьшении взлетной массы самолета требования по шуму становятся жестче ——допустимый уровень шума снижается, что связано с более частыми полетами самолетов небольшого размера. Однако для самолетов с взлетной массой менее 37,5 т, а также более 350 т, допустимый уровень шума принимается постоянным (рис. 16,29).'
Следует заметить, что для наблюдателя на земле уменьшение шума от реактивного самолета на 10 EPN^B соответствует кажущемуся снижению шума приблизительно на 50 %.
Возможные методы снижения шума
На современных реактивных самолетах основными источниками шума являются реактивный двигатель и нестационарный поток, обтекающий планер самолета (аэродинамический шум). В пер
вом случае шум генерируют: реактивная струя, вентилятор, турбина и компрессор (рис. 16.30).
Одним из наиболее интенсивных источников шума реактивного двигателя является струя. В настоящее время шум реактивной
струи достаточно изучен. Наличие на границе струи большого градиента скорости приводит к эжек- ции воздуха из окружающего пространства и образованию вихрей в зоне смешения, что и порождает шум. Наибольшее влияние на шум реактивной струи оказывает скорость истечения струи (уровень шума пропорционален 〜眺).Следовательно, самым эффективным методом уменьшения шума струи является
Рис. 16.30. Относительная интенсивность и направленность шума различных источников на ТРД и ТРДД:1 — компрессор； 2 —^ турбина; S — реактивная струя; 4 — рентнляторРис. 16.30. Относительная интенсивность и направленность шума различных источников на ТРД и ТРДД:1 — компрессор； 2 —^ турбина; S — реактивная струя; 4 — рентнляторснижение ее скорости.
Рис. 16.30. Относительная интенсивность и направленность шума различных источников на ТРД и ТРДД:
1 — компрессор； 2 —^ турбина; S — реактивная струя; 4 — рентнлятор
Рис. 16.30. Относительная интенсивность и направленность шума различных источников на ТРД и ТРДД:
1 — компрессор； 2 —^ турбина; S — реактивная струя; 4 — рентнлятор
Успехи в снижении шума реактивной струи связаны прежде всего с созданием двухконтурных турбореактивных двигателей, скорость
Пористаа прослойкаПористаа прослойкаПер^орироданнаа, облицобкаПер^орироданнаа, облицобкаРис. 16.31. ОсобенностиРис. 16.31. Особенности/ — гондола современных ТРДД с большой степенью двухконтурности； 2 — одноступенчатый вентилятор без входного направляющего аппарата； 3 ——спрямляющий аппарат； 4 — отклоняющая решетка ревереера тяги вентилятора; 5 — створки реверсера тяги; 6 — возможная модифицированная гоидола; 7 — акустическая облицовка удлиненного воздухозаборника; 8 — облицовка удлиненного канала внешнего контура; 9 — облицованный смеситель; 10 — облицованное удлннеииое выхлопное сопло; 〃一 конструкция акустической облицовки/ — гондола современных ТРДД с большой степенью двухконтурности； 2 — одноступенчатый вентилятор без входного направляющего аппарата； 3 ——спрямляющий аппарат； 4 — отклоняющая решетка ревереера тяги вентилятора; 5 — створки реверсера тяги; 6 — возможная модифицированная гоидола; 7 — акустическая облицовка удлиненного воздухозаборника; 8 — облицовка удлиненного канала внешнего контура; 9 — облицованный смеситель; 10 — облицованное удлннеииое выхлопное сопло; 〃一 конструкция акустической облицовки10 компоновки и расположения акустической облицовки гондолы ТРДД:10 компоновки и расположения акустической облицовки гондолы ТРДД:77 Сотовый заполнитель77 Сотовый заполнительЖесткая подложкаЖесткая подложка
Пористаа прослойка
Пористаа прослойка
Пер^орироданнаа, облицобка
Пер^орироданнаа, облицобка
Рис. 16.31. Особенности
Рис. 16.31. Особенности
/ — гондола современных ТРДД с большой степенью двухконтурности； 2 — одноступенчатый вентилятор без входного направляющего аппарата； 3 ——спрямляющий аппарат； 4 — отклоняющая решетка ревереера тяги вентилятора; 5 — створки реверсера тяги; 6 — возможная модифицированная гоидола; 7 — акустическая облицовка удлиненного воздухозаборника; 8 — облицовка удлиненного канала внешнего контура; 9 — облицованный смеситель; 10 — облицованное удлннеииое выхлопное сопло; 〃一 конструкция акустической облицовки
/ — гондола современных ТРДД с большой степенью двухконтурности； 2 — одноступенчатый вентилятор без входного направляющего аппарата； 3 ——спрямляющий аппарат； 4 — отклоняющая решетка ревереера тяги вентилятора; 5 — створки реверсера тяги; 6 — возможная модифицированная гоидола; 7 — акустическая облицовка удлиненного воздухозаборника; 8 — облицовка удлиненного канала внешнего контура; 9 — облицованный смеситель; 10 — облицованное удлннеииое выхлопное сопло; 〃一 конструкция акустической облицовки
10 компоновки и расположения акустической облицовки гондолы ТРДД:
10 компоновки и расположения акустической облицовки гондолы ТРДД:
77 Сотовый заполнитель
77 Сотовый заполнитель
Жесткая подложка
Жесткая подложка
струи которых значительно меньше, чем на одноконтурных. Когда на пассажирских самолетах вместо ТРД были установлены первые ТРДД с небольшой степенью двухконтурности (т ^ 1), уровень шума был понижен примерно на 15 ЕРМдВ. Разработка ТРДД с большой степенью двухконтурности (加 = = 4 ... 6) позволила уменьшить шум реактивной струи еще на 13 ... 17 ЕРМдВ. Дальнейшее увеличение степени двухконтурности нецелесообразно, так как шум струи практически не уменьшается, а уровень шума вентилятора прогрессивно увеличивается, значительно перекрывая уровень шума реактивной струя. У ТРДД с большой степенью двухконтурности вентилятор стал основным источником шума, распространение которого происходит как вперед, так и назад, подобно шуму компрессора и турбины ТРД. Компрессор промежуточного давления, турбина и две струи (от вентилятора и от газогенератора) являются дополнительными источниками шума ТРДД.
Дальнейшее снижение шума вентилятора, компрессора и турбины ТРДД достигается использованием внешнего глушения шума, для чего внутренние поверхности гондолы двигателей покрываются звукопоглощающей (акустической) облицовкой. Звукопоглощающая облицовка представляет собой слоистую конструкцию, внешний слой которой состоит из пористого материала, а под внешним слоем располагается слой ячеистой конструкции. Ячейки в данном случае работают как акустические полости.
Благодаря применению акустической облицовки гондолы удалось снизить уровень шума современных ТРДД на 10 ... 13 ЕРМдб. Дополнительное глушение шума на 3 ... 5 EPNдБ (связанное, однако, с увеличением массы гондолы) можно получить удлинением воздухозаборника и выхлопного сопла (рис. 16.31).
Следует заметить, что целесообразность использования того или иного метода снижения шума зависит от степени двухконтур- ности реактивного двигателя? Например, акустическая облицовка гондолы ТРД и ТРДД с небольшой степенью двухконтурности бессмысленна, так как для этих двигателей доминирующим является шум выхлопной струи. В данном случае для снижения шума используется специальное шумоглушащее сопло (гофрированное, лепестковое, многотрубчатое и др.), нашедшее широкое применение в эксплуатации первых пассажирских реактивных самолетов. При степени двухконтурности m > 1 применение сопла с глушителем становится уже нецелесообразным (рис. 16.32).
Следует упомянуть еще об одном методе снижения шума, который позволит снизить шум самолета при заходе на посадку. Использование микроволновой системы посадки даст возможность самолетам заходить на посадку по траектории планирования с углом наклона 6° вместо 3°, по которой планируют современные самолеты. Увеличение высоты пролета над прилегающей к аэродрому местностью, естественно, понизит уровень шума, создаваемого самолетом.
Дальнейшее снижение шума силовой установки позволит снизить шум всего самолета только до некоторого предела, определяемого шумом обтекания планера, или, как его часто называют, аэродинамическим шумом. Шум планера современного самолета приблизительно на 6 ... 10 ЕРМдВ ниже шума силовой установки (см. рис. 16.29). Этот шум определяется такими факторами, как турбулентный пограничный слой, обтекание выпущенных стоек шасси, закрылков и предкрылков, а также турбулентным следом за крылом и фюзеляжем.
Интенсивность шума планера пропорциональна скорости полета в пятой-шестой степени. Аэродинамический шум в ближайшие годы может оказаться основной составляющей общего шума самолета при заходе на посадку.
ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА
Размещение топлива на самолете
Топливная система современного самолета включает в себя следующие основные элементы: топливные баки, трубопроводы, насосы, клапаны, краны, фильтры, систему различных автоматов, датчиков, измерительных приборов и т. д.
Назначение топливной системы — обеспечить подачу топлива к двигателям на всех возможных для данного самолета режимах полета (по высоте, скорости и перегрузкам) в нужном количестве и с необходимым давлением. На сверхзвуковых самолетах, особенно предназначенных для длительного сверхзвукового полета, топливная система выполняет еще ряд других важных функций, обеспечивая охлаждение некоторых частей и систем самолета (гидравлической, кондиционирования и др.). Кроме того, с помощью перекачки топлива (вперед—назад) можно изменять центровку самолета, парируя сброс боевой нагрузки, сдвиг фокуса при переходе от дозвукового полета к сверхзвуковому и т. д. При этом, естественно, уменьшается запас устойчивости самолет% а следовательно, снижается балансировочное сопротивление.
* На рис. 16.33 показана схема топливной системы современного самолета.
Размещение топлива в значительной мере определяет общую весовую Компоновку самолета; так как запас топлива на современных дозвуковых и сверхзвуковых самолетах может превышать
-■«— топливная магистраль 'ТРДД=«=« топливная магистраль 8, Удренажная система( А\^sa^rucmeha запраёки и слиба]=О= обратный клапан| | ||I 111-■«— топливная магистраль 'ТРДД=«=« топливная магистраль 8, Удренажная система( А\^sa^rucmeha запраёки и слиба]=О= обратный клапан| | ||I 111Рис. 16.33. Принципиальная схема топливной системы современного самолета:Рис. 16.33. Принципиальная схема топливной системы современного самолета:/ — вход дренажа; 2 — датчик/ — вход дренажа; 2 — датчикзаправки; 3 — эжектор; 4 — дренажные поплавковые —— кран низкого давления; 7 — разгрузоч-только на земле); 8 — соединения системы слива; 9 — краны —кран перекрестного питания; Ц — топливный клапан и насос ВСУзаправки; 3 — эжектор; 4 — дренажные поплавковые —— кран низкого давления; 7 — разгрузоч-только на земле); 8 — соединения системы слива; 9 — краны —кран перекрестного питания; Ц — топливный клапан и насос ВСУклапаны; 5 — клапаны заправки — слива'; 6ный клапан (применяется〔клапаны; 5 — клапаны заправки — слива'; 6ный клапан (применяется〔изоляции баков; 10изоляции баков; 10
-■«— топливная магистраль 'ТРДД
=«=« топливная магистраль 8, У
дренажная система( А\
^sa^rucmeha запраёки и слиба]
=О= обратный клапан| | ||I 111
-■«— топливная магистраль 'ТРДД
=«=« топливная магистраль 8, У
дренажная система( А\
^sa^rucmeha запраёки и слиба]
=О= обратный клапан| | ||I 111
Рис. 16.33. Принципиальная схема топливной системы современного самолета:
Рис. 16.33. Принципиальная схема топливной системы современного самолета:
/ — вход дренажа; 2 — датчик
/ — вход дренажа; 2 — датчик
заправки; 3 — эжектор; 4 — дренажные поплавковые —— кран низкого давления; 7 — разгрузоч-
только на земле); 8 — соединения системы слива; 9 — краны —кран перекрестного питания; Ц — топливный клапан и насос ВСУ
заправки; 3 — эжектор; 4 — дренажные поплавковые —— кран низкого давления; 7 — разгрузоч-
только на земле); 8 — соединения системы слива; 9 — краны —кран перекрестного питания; Ц — топливный клапан и насос ВСУ
клапаны; 5 — клапаны заправки — слива'; 6
ный клапан (применяется〔
клапаны; 5 — клапаны заправки — слива'; 6
ный клапан (применяется〔
изоляции баков; 10
изоляции баков; 10
77Рис. 16.34. Размещение топливных баков 二на сверхзвуковом пассажирском само- лете «Конкорд»:/, 2, 8 — балансировочные баки; 3, 7 — расходные баки; 4, 5, 6, 9, 10 — основные бакиРис. 16.34. Размещение топливных баков 二на сверхзвуковом пассажирском само- лете «Конкорд»:/, 2, 8 — балансировочные баки; 3, 7 — расходные баки; 4, 5, 6, 9, 10 — основные баки50% от взлетной массы самолета (на самолете «Конкорд» величина ^т max = 0,52).
7
7
Рис. 16.34. Размещение топливных баков 二на сверхзвуковом пассажирском само- лете «Конкорд»:
/, 2, 8 — балансировочные баки; 3, 7 — расходные баки; 4, 5, 6, 9, 10 — основные баки
Рис. 16.34. Размещение топливных баков 二на сверхзвуковом пассажирском само- лете «Конкорд»:
/, 2, 8 — балансировочные баки; 3, 7 — расходные баки; 4, 5, 6, 9, 10 — основные баки
Р азмещается топливо в специальных топливных баках, которые по своему назначению делятся на основные, расходные и балансировочные (в зависимости от типа самолета балансировочные, а иногда и расходные ^баки в топливной системе могут не предусматриваться).
Питание двигателей топливом можно осуще
ствлять из любых топливных баков, но чаще всего для этого используют специальные расходные (коллекторные) баки, в которые в определенной последовательности перекачивается топливо из основных баков.
Топливная система с расходным баком имеет определенные преимущества (особенно для самолетов военного назначения): она обладает большей надежностью, так как при выходе из строя основных баков в запасе остаетс兄 расходный бак (до 20 % всего топлива), защиту которого можно обеспечить бронированием; один расходный бак (или несколько) легче оборудовать специальными устройствами для бесперебойного питания двигателя при выполнении маневров с положительными и отрицательными перегрузками и т. д.
Топливные баки могут размещаться как в фюзеляже, так и в крыле самолета (симметрично по отношению к центру масс). И та, и другая компоновки имеют определенные преимущества и недостатки. Крыльевые топливные баки имеют большую пло- щадь поражаемой поверхности, что приводит к меньшей живучести топливной системы. Это основной недостаток такого расположения топливных баков. Однако при размещении топлива в крыле его масса разгружает крыло в полете от изгибающего момента, благодаря чему получается определенный выигрыш в массе конструкции крыла. Кроме того, при размещении топлива в крыле фюзеляж практически полностью можно занять под полезную нагрузку, что имеет большое значение в первую очередь для пассажирских и транспортных самолетов. Поэтому на всех пассажирских, транспортных и тяжелых военных самолетах топливные баки размещаются главным образом в крыле (рис. 16.34).
Размещение топлива в фюзеляже может оказаться более целесообразным для военных самолетов (особенно в боевых операциях на малых высотах). Располагая топливные баки в фюзеляже над 455
центропланом, двигателем, шасси и т. д., которые служат как бы -| защитным экраном от зенитного огня, можно повысить живу-] честь самолета. 1
По конструктивным признакам топливные баки делятся на три типа: жесткие, мягкие и баки-отсеки, являющиеся частью конструкции самолета. Основное преимущество мягких резиновых баков состоит в том, что они позволяют лучше, чем жесткие баки, использовать объем, более технологичны и удобны в производстве и эксплуатации (их можно свертывать и- монтировать через небольшие люки). Мягкие баки, кроме того, не боятся вибраций, не дают рваных краев при простреле (небольшие пробоины даже затягиваются специальным слоем резины), обладают хорошими теплоизоляционными свойствами.
Жесткие лаки легче мягких (вместе с контейнерами), их можно сравнительно легко демонтировать.
Герметичные баки-отсеки (бак-конструкция) позволяют наиболее рационально использовать внутренние объемы самолета, потому что топливного бака как такового нет, а топливо заливают в отсек крыла или фюзеляжа, покрытый изнутри керосиностойким и температуростойким герметиком. Применение баков- дтсеков позволяет увеличить запас топлива на борту.самолета. Однако баки-отсеки обладают повышенной поражаемостью, что снижает надежность топливной системы; их трудно ремонтировать. Топливо в баках-отсеках непосредственно подвергается воздействию низких температур при полете на дозвуковых скоростях и высоких температур при полете на больших сверхзвуковых скоростях.
В зависимости от назначения самолета преимущество указанных типов топливных баков проявляется в большей или меньшей степени. На современных самолетах часто устанавливаются несколько типов топливных баков одновременно.
Управление расходом топлива
Сохранение положения центра масс самолета при выработке топлива в допустимых пределах обеспечивается не только симметричной компоновкой топливных баков. Для того чтобы запас устойчивости самолета т；“ не изменялся в значительных пределах, в топливной системе современного самолета устанавливают специальную автоматическую систему измерения запаса топлива и управления расходом по заданной программе без вмешательства экипажа. Автоматическое управление достигается с помощью редукционных клапанов, включением (отключением) подкачивающих насосов и т.д.
Топливо, как правило, расходуется сначала из внутренних, а затем из внешних (по размаху крыла) баков. Такая схема работы системы управления расходом обеспечивает максимальное уменьшение изгибающего момента крыла.
Если самолет предна-以,% значен для длительного ' г
сверхзвукового полета, то 耳再 в топливной системе для ' уменьшения запаса устойчивости на сверхзвуковой
скорости обычна установка специальных балансировочных баков (баки, расположенные на возможно большем удалении вперед и назад от центра масс самолета, см. рис. 16.34). Перекачиванием топлива из передних балансировочных баков в задние можно приблизить ц. м. к фокусу самолета.
На рис. 16.35 показано типичное поведение поло-
г. к рейс
Л
后2
a Z4 纨m
mim
Рис. 16.35. Возможное изменение поло* жения центра масс и аэродинамического фо* куса самолета в процессе полета:
£，ri — предельно переднее положение ц. м.; хТ2 ——предельно заднее положение ц. м.;' Л^т —— допу стимый диапазон центровок самолета. Ах戶一сдвиг аэродинамического фокуса прн переходе от дозвукового к сверхзвуковому полету; хт Кр — возможное положение ц. м. в сверхзвуковом крейсерском полете (после перекачки топлива из передних балансировочных баков в задние)
о 〃夕 W
жения центра
масс
И
фокуса самолета в зависимости от скорости (или времени полета).
Может возникнуть вопрос: нельзя ли для уменьшения веля- чины /тг? обеспечить такой порядок выработки топлива, чтобы центр масс на сверхзвуковой скорости перешел установленное предельно заднее положение хт? и приблизился к фокусу самолета, например за счет выработки топлива только из передних баков? Этого сделать нельзя по двум причинам: во-первых, если топливо из передних баков будет вырабатываться (а не перекачиваться в задние), то центр масс будет сдвигаться назад очень медленно и эффект от уменьшения запаса устойчивости значительно снизится; во-вторых, когда центр масс будет находиться сзади положения хт2 и по какой-либо причине потребуется быстро снизить скорость и снова перейти на дозвуковой полет, то при этом необходимо также быстро вернуть центр масс самолета в дозвуковое положение (в противном случае самолет станет неустойчивым), а быстро вернуть центр масс в дозвуковое положение можно только перекачкой топлива в передние баки.
16.6.3. Характеристики авиационных топлив
В качестве основного топлива для двигателей современных самолетов применяются углеводородные топлива: для воздушно- реактивных двигателей ——керосины; для поршневых двигателей—— бензины.
Массовая (весовая) теплотворная способность керосина того же порядка, что и у бензина, но плотность керосина больше, поэтому его объемная теплотворная способность на 10 ... 15 % выше, 457
чем у бензина. Температура вспышки у керосинов ——порядка + 30 ℃, у бензинов она составляет — 35 ... 40 ℃ (как известно, чем ниже температура вспышки, тем легче запускается двигатель при низких температурах).
Для гиперзвуковых самолетов, а в будущем, возможно, для сверхзвуковых и дозвуковых самолетов будут применяться криогенные топлива (в основном жидкий водород), которые позволят получить повышенную дальность полета (пропорциональную при прочих равных условиях теплотворной способности топлива).
Использование водорода связано с определенными трудностями, так как температура его кипения не превышает —253 °C. В то же время водород имеет наибольшие теплотворную способность и удельную теплоемкость, т. е. наибольший хладоресурс. Эти качества позволяют рассматривать водород как одно из наиболее перспективных топлив для двигателей самолетов больших скоростей полета, требующих интенсивного охлаждения конструкции самолета.
В качестве перспективного топлива для ВРД рассматривается и жидкий метан, имеющий несколько большую массовую (весовую) теплотворную способность и в три раза больший хладоресурс, чем керосин.
На больших скоростях полета, когда направление теплового потока в конструкции самолета изменяется на противоположное, топливо (особенно размещенное в крыльевых баках-отсеках) нагревается. Например, в крейсерском полете со скоростью, соответствующей числу М--3, тепловой поток, исходящий от обшивки, становится уже настолько существенным (средняя температура обшивки около 260 ℃), что он мог бы нагреть керосин до температуры кипения. Применение теплоизоляции (слоистая конструкция с сотовым заполнителем значительно снижает тепловой поток) позволяет избежать чрезмерного нагрева топлива, однако температура его при больших скоростях (М > 3) все же настолько повышается, что углеводородное топливо не может выполнять роль хладагента для охлаждения конструкции и систем самолета. Кроме того, недостатком углеводородного топлива является его термическая неустойчивость при высоких температурах (например, для керосина этот предел равен приблизительно 200 ℃). Если указанный предел достигается даже на короткое время, то может образоваться некоторое количество отложений твердых частиц в теплообменниках, фильтрах, Форсунках двигателей и т. д. с возможным их блокированием. Таким образом, можно говорить о превосходстве криогенного топлива для гиперзвуковых самолетов.
На гиперзвуковых скоростях водород перед подачей в двигатель может быть использован для охлаждения конструкции самолета (удельная теплоемкость у водорода в 15 раз больше, чем у керосина). Тогда значительные трудности, связанные с его 458
Рис. 16.36. Схема сверхзвукового.топливе (зарубежный проект):Рис. 16.36. Схема сверхзвукового.топливе (зарубежный проект):пассажирского самолета на водородномпассажирского самолета на водородномГИлетная масса —376 т' масса топлива 一 106 т； масса коммерческой нагрузки -30 т ^諾;黑а：黑 1Р^в)・ дальность полета 7400 км; крейсерская скорость соответствует числу !4 ^ 2а5； ； Рбгл^ст (вода); 2 - пассажирская кабина; 3 - баки с жидким водородомГИлетная масса —376 т' масса топлива 一 106 т； масса коммерческой нагрузки -30 т ^諾;黑а：黑 1Р^в)・ дальность полета 7400 км; крейсерская скорость соответствует числу !4 ^ 2а5； ； Рбгл^ст (вода); 2 - пассажирская кабина; 3 - баки с жидким водородом
Рис. 16.36. Схема сверхзвукового.
топливе (зарубежный проект):
Рис. 16.36. Схема сверхзвукового.
топливе (зарубежный проект):
пассажирского самолета на водородном
пассажирского самолета на водородном
ГИлетная масса —376 т' масса топлива 一 106 т； масса коммерческой нагрузки -30 т ^諾;黑а：黑 1Р^в)・ дальность полета 7400 км; крейсерская скорость соответствует числу !4 ^ 2а5； ； Рбгл^ст (вода); 2 - пассажирская кабина; 3 - баки с жидким водородом
ГИлетная масса —376 т' масса топлива 一 106 т； масса коммерческой нагрузки -30 т ^諾;黑а：黑 1Р^в)・ дальность полета 7400 км; крейсерская скорость соответствует числу !4 ^ 2а5； ； Рбгл^ст (вода); 2 - пассажирская кабина; 3 - баки с жидким водородом
применением, будут в какой-то степени компенсированы. Жидкий водород, обладая неоспоримым преимуществом перед керосином по массовой теплотворной способности и удельной теплоемкости, имеет плотность, составляющую всего 0,086 плотности керосина. Энергосодержание на единицу объема у водорода примерно в 4 раза меньше, тем у керосина. Поэтому самолеты с таким топливом должны иметь значительно большие объемы, причем топливо необходимо размещать в криогенных баках, дополнительно увеличивающих размеры, а следовательно, и массу самолета (рис. 16.36). Таким образом, конструктивное воплощение самолета на водородном топливе значительно усложняется.
Глава /7
ПРОЕКТИРОВАНИЕ ОПЕРЕНИЯ
ОСНОВНЫЕ ПОНЯТИЯ. ЗАДАЧИПРОЕКТИРОВАНИЯ ОПЕРЕНИЯ
Аэродинамические поверхности, образующие оперение самолета, предназначаются для обеспечения его устойчивости и уть равляемости. До последнего времени наиболее часто встречав- шейся схемой размещения.поверхностей оперения была так называемая нормальная, или классическая, в которой вертикальные и горизонтальные поверхности оперения размещались в хвостовой части самолета, образуя хвостовое оперение самолета. Однако
Рис. 17.1. Новые поверхности оперения и органы управления, условно совмещенные на гипотетическом самоРис. 17.1. Новые поверхности оперения и органы управления, условно совмещенные на гипотетическом самов схеме «утка» горизонтальное оперение перемещается в носовую часть фюзеляжа, а в хвостовой части остается лишь вертикальное. Развитие сверхзвуковой авиации и поиски способов улучшения маневренности сверхзвукового самолета привели к повышению интереса авиа、
Рис. 17.1. Новые поверхности оперения и органы управления, условно совмещенные на гипотетическом само
Рис. 17.1. Новые поверхности оперения и органы управления, условно совмещенные на гипотетическом само
лете:/ — горизонтальные поверхности стабилизации кабины экипажа от упругих колебаний; 2 — носовое вертикальное оперение автоматической путевой стабилизации и непосредственного управления боковой силой; 3 —— носовое горизонтальное оперение продольной балансировки прн непосредственном управлении подъемной силой и автоматической стабилизации; 4 — отклоняемый носок крыла для непосредственного управления подъемной силой и повышения с^ тах； 5 ——интерцептор (управление по крену и торможение);— закрылок непосредственного управления подъемной силой илн элерон-закрылок;— коицевой элерон; 8 — элерои; 9 — цель- ноповоротиый стабилизатор с возможностью дифференциального отклонения правой и ^ левой поверхностей для управления по крену； 10 — вертикальное оперение с рулем направления или цельноповоротное (обеспечение путевой статической устойчивости, путевой стабилизации, управления углом скольжения и непосредственного управления боковой силой)лете:/ — горизонтальные поверхности стабилизации кабины экипажа от упругих колебаний; 2 — носовое вертикальное оперение автоматической путевой стабилизации и непосредственного управления боковой силой; 3 —— носовое горизонтальное оперение продольной балансировки прн непосредственном управлении подъемной силой и автоматической стабилизации; 4 — отклоняемый носок крыла для непосредственного управления подъемной силой и повышения с^ тах； 5 ——интерцептор (управление по крену и торможение);— закрылок непосредственного управления подъемной силой илн элерон-закрылок;— коицевой элерон; 8 — элерои; 9 — цель- ноповоротиый стабилизатор с возможностью дифференциального отклонения правой и ^ левой поверхностей для управления по крену； 10 — вертикальное оперение с рулем направления или цельноповоротное (обеспечение путевой статической устойчивости, путевой стабилизации, управления углом скольжения и непосредственного управления боковой силой)ционных специалистов к непосредственному управлению аэродинамическими силами без изменения углов атаки и скольжения самолета.
лете:
/ — горизонтальные поверхности стабилизации кабины экипажа от упругих колебаний; 2 — носовое вертикальное оперение автоматической путевой стабилизации и непосредственного управления боковой силой; 3 —— носовое горизонтальное оперение продольной балансировки прн непосредственном управлении подъемной силой и автоматической стабилизации; 4 — отклоняемый носок крыла для непосредственного управления подъемной силой и повышения с^ тах； 5 ——интерцептор (управление по крену и торможение);
— закрылок непосредственного управления подъемной силой илн элерон-закрылок;
— коицевой элерон; 8 — элерои; 9 — цель- ноповоротиый стабилизатор с возможностью дифференциального отклонения правой и ^ левой поверхностей для управления по крену； 10 — вертикальное оперение с рулем направления или цельноповоротное (обеспечение путевой статической устойчивости, путевой стабилизации, управления углом скольжения и непосредственного управления боковой силой)
лете:
/ — горизонтальные поверхности стабилизации кабины экипажа от упругих колебаний; 2 — носовое вертикальное оперение автоматической путевой стабилизации и непосредственного управления боковой силой; 3 —— носовое горизонтальное оперение продольной балансировки прн непосредственном управлении подъемной силой и автоматической стабилизации; 4 — отклоняемый носок крыла для непосредственного управления подъемной силой и повышения с^ тах； 5 ——интерцептор (управление по крену и торможение);
— закрылок непосредственного управления подъемной силой илн элерон-закрылок;
— коицевой элерон; 8 — элерои; 9 — цель- ноповоротиый стабилизатор с возможностью дифференциального отклонения правой и ^ левой поверхностей для управления по крену； 10 — вертикальное оперение с рулем направления или цельноповоротное (обеспечение путевой статической устойчивости, путевой стабилизации, управления углом скольжения и непосредственного управления боковой силой)
Непосредственное управление аэр один амическими силами самолета (подъемной и боковой) может быть осуществлено путем отклонения установленных в потоке специальных аэродинамических поверхностей: закрылков на крыле и дополнительных горизонтальных и вертикальных поверхностей в носовой и хвостовой частях самолета, обеспечивающих изменение аэродинамических сил без
нарушения балансировки (рис. 17.1). Успешное решение технических проблем, возникающих при разработке систем непосредственного управления аэродинамическими силами, позволит существенно повысить эффективность самолета с такой системой, поскольку обеспечит:
значительное повышение энергичности маневрирования за счет более быстрого изменения аэродинамических сил, чем при «классическом» способе изменения этих сил путем поворота всего самолета для изменения углов атаки, крена или скольжения;
возможность изменения траектории самолета без изменения его положения (угловой ориентации) в пространстве;
возможность ослабления аэродинамических нагрузок, возникающих при ветровых порывах («болтанке»);
возможность пер ер аспр еделен ия маневренных аэродинамических нагрузок по крылу для уменьшения изгибающих моментов в корне крыла.
Последние два фактора позволят повысить эффективность самолета вследствие повышения как весовой отдачи, так и ресурса планера.
Проектирование оперения должно обеспечить получение необходимых характеристик устойчивости и управляемости самолета на всех возможных режимах полета, а также достаточную эффективность органов управления для вывода самолета в нормальный режим полета после непроизвольного превышения критических значений углов атаки, сваливания и попадания самолета в режим пикирования после сваливания или штопора. Поэтому основные относительные параметры оперения Дг. 0 и ДБ> 0, а также потребную эффективность рулевых поверхностей приходится выбирать в процессе общего проектирования самолета после выбора его схемы, компоновки и центровки (см. гл. 5 и 8).
Эффективность поверхностей оперения как органов обеспечения статической устойчивости может быть оценена изменением безразмерных коэффициентов моментов mx, т^, тг при единичном изменении соответствующих поточных углов а и Р，т. е. производными:
ааa
г'. О = CyWh. °Sr. oLf. о = Су о^Г. о4. о；
加£ В. О ~ ^Z В. О^в. €>Sb. о&. о =胃 в. о 左в. % В. О；(17.1).
где S& о — S& 0/S И о = %・ о//・
Эффективность расположенных на оперении рулей высоты и направления оценивается производными, характеризующими изменение соответствующих коэффициентов моментов при единичном отклонении этих рулей:
〃％ = Су го^г. о^г. о厶 г. О = Су г. о^г. о』г. о；
66■"- -6
mJ 匚 Czg.O尼в. о^в. /в. о = &^. о®. %в. О；(17.2)
Если «классические» рулевые поверхности, расположенные в хвостовых частях поверхностей оперения, не могут обеспечить самолету необходимой маневренности, что практически всегда имеет место у самолетов при сверхзвуковых скоростях на больших высотах, то применяются цельноповоротные поверхности оперения, эффективность которых намного выше (рис. 17.2) и оценивается изменением коэффициентов соответствующих моментов при единичном угле их поворота, т. е. производными т^Б, 呜％ т^н.
Как следует из выражений (17.1) и (17.2), эффективность оперения определяется не только его относительной площадью 50П и плечом Аоп, но и аэродинамическими характеристиками с爲・^, с'в сВ и сбн которые в значительной степени зависят от ”. О* ZB. О ZB. О’ 尸
勿纟咽"”叫С勿纟咽"”叫СРис. 17.2. Сравнение изменения эффективности руля высоты 可в и цельноповоротиого управляемого стабилизатора 加①в по числам М полета при одинаковых размерах оперенияРис. 17.2. Сравнение изменения эффективности руля высоты 可в и цельноповоротиого управляемого стабилизатора 加①в по числам М полета при одинаковых размерах оперенияформы оперения, его удлинения X, стреловидности %, сужения п， формы и относительной толщины профилей с, площади и относительной хорды расположенных на оперении рулей Sp. в, SP.H, 5П п, 5П и. Величина максималь- ных моментов управления зависит также от величины максимально возможных углов отклонения рулей, например, (т2ГоО)упршах =
勿纟咽"”叫С
勿纟咽"”叫С
Рис. 17.2. Сравнение изменения эффективности руля высоты 可в и цельноповоротиого управляемого стабилизатора 加①в по числам М полета при одинаковых размерах оперения
Рис. 17.2. Сравнение изменения эффективности руля высоты 可в и цельноповоротиого управляемого стабилизатора 加①в по числам М полета при одинаковых размерах оперения
Таким образом, после выбо- р а схемы самолета, р азметцения поверхностей оперения и определения потребных значений его
относительных параметров в задачу непосредственного проектирования оперения входят: выбор его оптимальной формы, определение геометрических размеров, определение действующих нагрузок, проектирование конструктивно-силовой схемы и схемы увязки ее с силовыми элементами фюзеляжа, предварительный рас
чет массы оперения и учет влияния оперения на центровку самолета.
ВЫБОР ФОРМЫ ОПЕРЕНИЯ
Как следует из выражений (17.1) и (17.2), эффективность оперения и расположенных на нем рулевых поверхностей зависит не только от площадей оперения Son и расстояний от центров давлений оперения до центра масс самолета (так называемых плеч оперений Аоп)} но и от его аэродинамических характеристик.
Важнейшими из этих характеристик являются производная подъемной силы горизонтального оперения по его углу атаки аг> 0 = =c^pg и производная боковой силы на вертикальном оперении по углу скольжения 〃в.。= с?в.о・ Зта производные в значительной степени зависят от геометрических параметров оперения (X, Y), %, с)0П. Выбор формы в плане и профиля оперения в известной мере зависит от выбранной формы и толщины профиля крыла. В настоящее время наиболее часто применяется трапециевидная прямая и стреловидная форма оперения, иногда — треугольная.
На околозвуковых и сверхзвуковых самолетах, проектируемых по нормальной схеме, чаще всего применяют стреловидное оперение. Такая форма оперения позволяет получить достаточно высокие значения МКрит при сравнительно небольшом приросте сопротивления, высокие значения коэффициента аг 0 = с^. о (вследствие относительно большого удлинения), а также позволяет несколько увеличить величину плеча, расположенного сзади
Q25CAX&0一Q25CAX&0一Л6.0.ЭЛ6.0.Э4/4/泣泣%. O;%. O;/. — форкиль; 2 — ИОСОК/. — форкиль; 2 — ИОСОК/「ас/「аса — изменение параметров горизонтального оперения при увеличении его стреловидности (двойной штриховкой показана фюзеляжная часть оперения S「()巾；а — изменение параметров горизонтального оперения при увеличении его стреловидности (двойной штриховкой показана фюзеляжная часть оперения S「()巾；Рис. 17.3. Схема для определения геометрических параметров оперения:Рис. 17.3. Схема для определения геометрических параметров оперения:точная площадь оперения 5г>0>п0т：точная площадь оперения 5г>0>п0т：Qс V— пара-=sr. о — о.二.меТпы вертикального оперения, в — зависимость эффективного удлинения вертикального оперения 九в оэ от истиииого ^длине САХ ; 3 — бортовая нервюра крыла; Хг> 0Qс V— пара-=sr. о — о.二.меТпы вертикального оперения, в — зависимость эффективного удлинения вертикального оперения 九в оэ от истиииого ^длине САХ ; 3 — бортовая нервюра крыла; Хг> 0а)а)戸 纨"(?戸 纨"(?CAXjQ.np &25 CAXr.&np一 0t25£AX「&CAXjQ.np &25 CAXr.&np一 0t25£AX「&СГФЗи.*—СГФЗи.*—尸单 o/Sf, Q； 'в. О尸单 o/Sf, Q； 'в. О
Q25CAX&0一
Q25CAX&0一
Л6.0.Э
Л6.0.Э
4/
4/
泣
泣
%. O;
%. O;
/. — форкиль; 2 — ИОСОК
/. — форкиль; 2 — ИОСОК
/「ас
/「ас
а — изменение параметров горизонтального оперения при увеличении его стреловидности (двойной штриховкой показана фюзеляжная часть оперения S「()巾；
а — изменение параметров горизонтального оперения при увеличении его стреловидности (двойной штриховкой показана фюзеляжная часть оперения S「()巾；
Рис. 17.3. Схема для определения геометрических параметров оперения:
Рис. 17.3. Схема для определения геометрических параметров оперения:
точная площадь оперения 5г>0>п0т：
точная площадь оперения 5г>0>п0т：
Qс V— пара-
=sr. о — о.二.
меТпы вертикального оперения, в — зависимость эффективного удлинения вертикального оперения 九в оэ от истиииого ^длине САХ ; 3 — бортовая нервюра крыла; Хг> 0
Qс V— пара-
=sr. о — о.二.
меТпы вертикального оперения, в — зависимость эффективного удлинения вертикального оперения 九в оэ от истиииого ^длине САХ ; 3 — бортовая нервюра крыла; Хг> 0
а)
а)
戸 纨"(?
戸 纨"(?
CAXjQ.np &25 CAXr.&np一 0t25£AX「&
CAXjQ.np &25 CAXr.&np一 0t25£AX「&
СГФ
Зи.*—
СГФ
Зи.*—
尸单 o/Sf, Q； 'в. О
尸单 o/Sf, Q； 'в. О
= 4,o/SB. О
оперения, благодаря сдвигу назад концевой части его поверхности (рис. 17,3, а).
При выборе угла стреловидности оперения %оп, удлинения Хоп и относительной толщины профилей оперения гоп необходимо стремиться обеспечить достаточную эффективность оперения при всех возможных углах атаки крыла, а также обеспечить при околозвуковых скоростях Мкрит. оп > Мкрнт< кр. Поэтому для оперения, как правило, выбирают симметричные профили с относительной толщиной несколько меньшей, чем принятая для профилей крыла, небольшое удлинение и больший угол стреловидности.
Относительная толщина профилей оперения для нескорост* ннх самолетов с нестреловидными крыльями и оперением принимается в пределах "。口 = 10 ... 12 %. Для скоростных самолетов со стреловидным оперением эта толщина принимается на 1 ... 2 %, меньше, чем относительная толщина профилей крыла, и составляет, как правило, ^。口 = 5 •.・ 6 % (хорды замеряются по потоку). Если для сверхзвукового самолета применено нестреловидное оперение, то достаточно высокие значения Мкрит обеспечиваются небольшим удлинением (%оп = 1 ...2) и очень малой относительной толщиной профилей (соп — 3 ... 4 %). Приблизительно такая же относительная толщина профилей (^оп ~ 4 ... 5 %) принимается и для треугольных оперений.
Достаточно существенное влияние на повышение значений Мкрит профилей и, следовательно, всего оперения оказывает положение максимальной толщины профиля по длине его хорды (хс = =xjb). Наибольшее значение МКрит имеют профили, у которых максимальная толщина приходится приблизительно на середину хорды (хс = 40 ... 50 %). Именно такие профили выбираются для оперения.
Для повышения эффективности оперения и расположенных у его задних кромок органов управления особенно при около- и сверхзвуковых скоростях полета довольно существенное значение имеет такая модификация профилей, при которой уменьшается угол схода линий, образующих хвостовую часть профиля (рис. 17.4). С этой целью профили оперения нередко модифицируются таким образом, чтобы дугообразные образующие хвостовой части профиля были заменены прямыми (показано вверху на рис. 17.4).
На самолетах с большими сверхзвуковыми и особенно гиперзвуковыми скоростями для повышения эффективности оперения профили его иногда даже делают с тупыми задними кромками (как, например, элевоны на шведском самолете SAAB-35) или клиновидными (как, например, профили вертикального оперения на экспериментальном гиперзвуковом самолете Норт-Амери- кен Х-15).
При выборе стреловидности оперения околозвуковых самолетов для выполнения условия МкрИт. оп > Мкрит> кр можно использовать следующие эмпирические выражения для определения Мкрит оперения:
2
Мкрит. on Q ^крит. проф 1 十 &s2rm ，
dCg/&8
Рнс. 17.4. Изменение эффективности руля в завнснмостн от чисел М прн различных углах схода профиля у задней кромки О:
Вверху справа пунктиром показана модификация профиля для уменьшения угла схода 464
где %оп ——угол стреловидности оперения по линии фокусов (приближенно можно считать по линии 1/4 хорд профилей), а Мкрит. проф определяется по формуле
Мкрнт. проб Q 1 — О"，СОп — 3,2Con^f/'onJ
значения су оп в которой принимаются соответствующими тем режимам полета, для которых определялись значения Мкрит для крыла.
Для сверхзвуковых самолетов обычно стараются получить «дозвуковую переднюю кромку» оперения, т. е. кромку, лежащую внутри конуса возмущений. Это условие выполняется при %足尺 > > arcsin -г^—• Практически угол стреловидности оперения обыч- Мщах
но превышает угол стреловидности крыла на 3 ... 5 .
Выбор удлинения X и сужения 刀 горизонтального и вертикального оперений осуществляется с учетом влияния этих параметров на массу конструкции и эффективность оперения.
При увеличении удлинения эффективность оперения возрастает как вследствие увеличения аг о = с：「& (рис. 17.5, а), так и за счет уменьшения части площади оперения, находящейся в спутной струе заторможенного потока (рис. 17.5, б). Вследствие этого при увеличении удлинения оперения его площадь, потреб-
aSt0^/градусaSt0^/градус0tQ7- 0fi6 - 0f05 -0tQ7- 0fi6 - 0f05 -4433风.0 二。20“О Заторможенньш^风.0 二。20“О Заторможенньш^потокпотокРнс. 17.5. Влияние параметров оперения на его эффективность: а — зависимость производной %, ° = —с^р о от удлинения оперения при докритических числах М (% о сТр = =% ° cos %); 6 — уменьшение относительной части площади оперения, находя щейся в заторможенном потоке, при увеличении удлииеиня (площади оперения одинаковы); в — происхождение оптимального значения удлинения оперения, при котором масса оперения получается наименьшей (при заданной эффек-Рнс. 17.5. Влияние параметров оперения на его эффективность: а — зависимость производной %, ° = —с^р о от удлинения оперения при докритических числах М (% о сТр = =% ° cos %); 6 — уменьшение относительной части площади оперения, находя щейся в заторможенном потоке, при увеличении удлииеиня (площади оперения одинаковы); в — происхождение оптимального значения удлинения оперения, при котором масса оперения получается наименьшей (при заданной эффек-003 -4碎2003 -4碎25 6 入 a。5 6 入 a。^OHOpt 入0"^OHOpt 入0"99тивиости)；■увеличениитивиости)；■увеличении/ —зависимость, характеризуют,：］ я увеличение массы конструкции при удлинения； 2 — зависимость, характеризующая уменьшение массы оперения вследствие уменьшения потребной площади/ —зависимость, характеризуют,：］ я увеличение массы конструкции при удлинения； 2 — зависимость, характеризующая уменьшение массы оперения вследствие уменьшения потребной площади
aSt0^/градус
aSt0^/градус
0tQ7- 0fi6 - 0f05 -
0tQ7- 0fi6 - 0f05 -
4
4
3
3
风.0 二。
20
“О Заторможенньш^
风.0 二。
20
“О Заторможенньш^
поток
поток
Рнс. 17.5. Влияние параметров оперения на его эффективность: а — зависимость производной %, ° = —с^р о от удлинения оперения при докритических числах М (% о сТр = =% ° cos %); 6 — уменьшение относительной части площади оперения, находя щейся в заторможенном потоке, при увеличении удлииеиня (площади оперения одинаковы); в — происхождение оптимального значения удлинения оперения, при котором масса оперения получается наименьшей (при заданной эффек-
Рнс. 17.5. Влияние параметров оперения на его эффективность: а — зависимость производной %, ° = —с^р о от удлинения оперения при докритических числах М (% о сТр = =% ° cos %); 6 — уменьшение относительной части площади оперения, находя щейся в заторможенном потоке, при увеличении удлииеиня (площади оперения одинаковы); в — происхождение оптимального значения удлинения оперения, при котором масса оперения получается наименьшей (при заданной эффек-
003 -
4碎2
003 -
4碎2
5 6 入 a。
5 6 入 a。
^OHOpt 入0"
^OHOpt 入0"
9
9
тивиости)；
■увеличении
тивиости)；
■увеличении
/ —зависимость, характеризуют,：］ я увеличение массы конструкции при удлинения； 2 — зависимость, характеризующая уменьшение массы оперения вследствие уменьшения потребной площади
/ —зависимость, характеризуют,：］ я увеличение массы конструкции при удлинения； 2 — зависимость, характеризующая уменьшение массы оперения вследствие уменьшения потребной площади
ную для создания определенных моментов устойчивости и управ- Я ляемости, можно уменьшать [см. (17.1) и (17.2)]. При этом, есте- ;Я ственно, можно ожидать уменьшения массы конструкции опере- Л ния. Однако при увеличении удлинения масса конструкции one- ] рения и узлов его крепления возрастает вследствие увеличения I изгибающих и крутящих моментов (при той же величине нагрузки 1 на онерение). Кроме того, при увеличении удлинения оперения 1 существенно увеличивается неблагоприятное влияние упругих I деформаций оперения на характеристики устойчивости и управляв- 1 мости, а также ухудшаются флаттерные характеристики (крити- I ческая скорость флаттера уменьшается). j
Очевидно, что существует какое-то оптимальное значение XOIl орЬ | при котором масса конструкции получается наименьшей ] (рис. 17.5, в). I
При увеличении сужения оперения масса его конструкции 1 уменьшается благодаря уменьшению изгибающих моментов, но j уменьшается также и эффективность части оперения, находящейся I в заторможенном потоке. Последнее обстоятельство заставляет g увеличивать площадь оперения, что, естественно, приводит к уве- ； личению его массы. Отсюда вытекает уже приводившееся выше j положение о том, что правильный выбор сочетания параметров ? оперения, при котором масса его конструкции получается наи- 5 меньшей, аналогично выбору параметров крыла, может произво- ； диться только методом решения задачи оптимизации. :
Обработка статистических данных по современным самолетам ； дает следующие значения удлинения и сужения горизонтального j и вертикального оперений: %
九г. о = 3,5 ... 4,5 —— для нескоростных самолетов с большим : удлинением крыла (X > 4.5);
九г.° = 2 ... 3 — для скоростных самолетов с малым удлинением крыла;
г]-。= 2,0 ... 3,5 (для самолетов с треугольной формой опере
ния = 8)； •
儿в. о = 0,8 …1,2;
Пв.о = 2,0 ... 3,5 — для самолетов с горизонтальным оперением, расположенным на фюзеляже или на нижней части киля.
При расположении горизонтального оперения на конце киля Яв. о 1> т. е. вертикальное оперение проектируется практически без сужения. Это делается для получения достаточно большой строительной высоты профиля киля у его конца с тем, чтобы обеспечить размещение узлов крепления горизонтального оперения и механизмов управления.
Коэффициент торможения потока для полетных случаев при докритических значениях чисел М приближенно может быть определен по графику (рис. 17.6). Для самолетов с Т-образным оперением для этих случаев можно принимать ^г> о ^ 0,95,
Рис. 17.6. Приближенная зависимость коэффициентов торможения, потока в зоне горизонтального оперения от относительной величины фюзеляжной части оперения (при докритических значениях чисел М)
Коэффициент 〃「° =总” для прямых и стреловидных оперений с относительной толщиной профилей %口 = 8 ... 10 % при докритических числах М полета можно приближенно определять по графикам, приведенным на рис. 17.5, а.
ВЫБОР ФОРМЫ И ПАРАМЕТРОВ ОРГАНОВ УПРАВЛЕНИЯ
Выбор параметров органов управления, расположенных на оперении (рули высоты и направления) и крыле (элероны или элевоны), осуществляется уже на начальной стадии проектирования, так как от этого зависят многие другие этапы проработки проекта. В частности, эффективность руля высоты, зависящая от его параметров, определяет предельную переднюю центровку и выбор параметров горизонтального оперения (см. рис. 8.7).
Выбор параметров органов управления на ранней стадии проектирования необходим также для определения их шарнирных моментов и потребных скоростей отклонения, которые являются важнейшими исходными данными для проектирования системы управления. _
При выборе параметров органов управления (Sp = Sp/Son, 瓦=йр/6оп, т°.к = S0.K/Sp) следует учитывать, что с увеличением относительных размеров руля шарнирный момент его возрастает быстрее, чем эффективность.
Отношения 吟。/噂• О =僚。/总.» и т^。/噁。= =廳(/当 0 называют обычно коэффициентами эффективности руля высоты и руля направления и соответственно обозначают пр#в и ир.н . .
При дозвуковых скоростях коэффициенты эффективности рулей определяются приводившимися ранее выражениями: ир в ^; Q|/Sp.JSr.° Н0.нF 5р.н/5ВфО. При сверхзвуковых скоростях эффективность рулей существенно снижается и выражения для этих коэффициентов приобретают вид ир,в ^ 5p<B/Sr, 0 и ^р. Н 飞1 Sp. r/Sb.
Шарнирный момент руля определяется выражением
Мш = (тш0 + /Ища + Шщбр + 馮т) Spbp. ср7- (17.3)
Для определенных условий полета можно считать, что (тш0 + + Шща + Шшбр + Шшт) q = А = const. Тогда Мш = 4Spbp. ср. Если учесть, что при Son = const площадь руля может изменяться только за счет изменения его хорды, а размах руля остается постоянным (Sp = /рйр. ср), то Мш = 4%В. ср・
Таким образом, при дозвуковых скоростях эффективность руля возрастает пропорционально V Ь^ Ср , а шарнирный момент —— пропорционально 库
С ростом относительной площади руля 5П = -^-二 丝р・@_ ' >оп ^оп^оп.ср
=?□万р. ср вследствие возрастания на нем воздушной нагрузки и шарнирного момента быстро растут усилия, передаваемые с руля на неподвижную часть оперения. Для восприятия этих возрастающих усилий необходимо усиливать конструкцию неподвижных частей оперения (стабилизатора и киля), а это приводит к быстрому увеличению их массы. Поэтому при выборе параметров оперения и относительной площади рулей необходимо сравнить, что целесообразнее в весовом отношении: некоторое увеличение площади оперения или увеличение площади руля, т. е. необходимо выбирать оптимальные значения Sp.
При проектировании рулей стремятся выполнить условие постоянства относительной хорды руля по размаху оперения (5р = = %/%! = const), так как в противном случае, во-первых, заметно возрастает коэффициент шарнирного момента [точнее, его составляющая Шщ — см. выражение (17.3)], а, во-вторых, полки заднего лонжерона неподвижной части оперения (стабилизатора или киля), к которой крепится руль, получаются с переменными закрученными малками, усложняющими производство.
Для нескоростных самолетов оптимальные относительные площади рулей обычно лежат в пределах Sp в = 0,3 ... 0,4; Sp н = =0,35 0,45. ' '
Для современных скоростных (околозвуковых) самолетов оптимальные значения относительных площадей рулей несколько меньше и лежат в пределах Sp = 0,2 … 0,3 .
Важным вопросом проектирования органов управления явля* ется выбор степени их осевой компенсации (So. к = So. K/Sp).
На небольших нескоростных самолетах с безбустерными системами управления обычно So.к = 0,20...0,25 выбирается из
4 Мио.к4 Мио.к\2\2夕&*=『 (конст叫кпшбниа осевая компенсация)~Рис. 177 Возникновение шарнирного момента перекомпенсации АМщ. о. к руля с большой степенью осевой компенсации вследствие выхода его носка в поток при больших углах отклонения (а) и образование «конструктивной» осевой компенсации пулей скоростных самолетов (6)夕&*=『 (конст叫кпшбниа осевая компенсация)~Рис. 177 Возникновение шарнирного момента перекомпенсации АМщ. о. к руля с большой степенью осевой компенсации вследствие выхода его носка в поток при больших углах отклонения (а) и образование «конструктивной» осевой компенсации пулей скоростных самолетов (6)
4 Мио.к
4 Мио.к
\2
\2
夕&*=『 (конст叫кпшбниа осевая компенсация)~
Рис. 177 Возникновение шарнирного момента перекомпенсации АМщ. о. к руля с большой степенью осевой компенсации вследствие выхода его носка в поток при больших углах отклонения (а) и образование «конструктивной» осевой компенсации пулей скоростных самолетов (6)
夕&*=『 (конст叫кпшбниа осевая компенсация)~
Рис. 177 Возникновение шарнирного момента перекомпенсации АМщ. о. к руля с большой степенью осевой компенсации вследствие выхода его носка в поток при больших углах отклонения (а) и образование «конструктивной» осевой компенсации пулей скоростных самолетов (6)
условия обеспечения необходимых характеристик маневренности и управляемости по усилиям, а также с учетом того факта, что при SOK^0»28 наступает перекомпенса- ция. В продольном управлении, например, выбор степени осевой аэродинамической компенсации руля высоты для этих самолетов определяется допустимыми пределами изменения балансировочных усилий в горизонтальном полете РБ,бал и расхода усилий на единицу перегрузки 尸：у.
Применение необратимых бустерных систем управления (см. гл. 18) обеспечивает возможность уменьшения степени осе
вой аэродинамической ком-。
пенсации рулей до так называемой «конструктивной» (рис. 17.7)： Это заметно снижает сопротивление щели между неподвижной частью оперения и рулем (особенно при сверхзвуковых скоростях) и ликвидирует сопротивление выступающей в поток при больших углах отклонения передней части руля с большой степенью осевой компенсации.
Прирост коэффициентов подъемной силы горизонтального оперения при отклонении руля высоты и коэффициента боковой силы вертикального оперения при отклонении руля направления по мере увеличения углов отклонения постепенно замедляется, а затем падает при появлении срывов потока. Одновременно сильно возрастают шарнирный момент и сопротивление. Поэтому максимальные отклонения рулей ограничиваются. Так, для руля направления эти углы не превышают обычно бнтах ±20...±25 Определяющими режимами для выбора максимальных значений потребных углов отклонения руля направления являются взлет при одностороннем отказе двигателя и боковом ветре с той же стороны, а также посадка с несимметричной тягой при боковом ветре, т. е. те же режимы, что и для выбора площади вертикального оперения ИЛИ 4.5
Углы отклонения руля высоты вверх (отрицательные по правилу знаков) и вниз (положительные), как правило, делаются
469
а)а)
а)
а)
неодинаковыми. Отрицательные углы отклонения (на кабрирование) делаются существенно больше положительных (на пикирование), так как для обеспечения балансировки на больших углах атаки (при полете на малых скоростях или при создании положительной перегрузки во время выполнения маневров) руль высоты должен создавать значительно большие моменты на кабрирование, чем на пикирование. Поэтому максимальные углы отклонения руля высоты вверх обычно лежат в пределах 6В1Пах = =—25…30°, а вниз — в пределах 6Bmax = +15...+20°.
Потребные углы отклонения руля высоты можно определять с помощью выражения 6В =——丝3, М).
"в (М)
Зависимости т2 — f (а, М) для современных самолетов со стреловидными и треугольными крыльями имеют характерный вид «с ложками», показанный на рис. 17.8, а. На этом рисунке отчетливо видно появление на углах атаки порядка 12...15° зоны продольной статической наустойчивости по перегрузке, вызываемой возникновением концевых срывов на крыле и неблагоприятным изменением скоса потока в зоне горизонтального оперения.
Эти срывы и связанная с ними продольная статическая неустойчивость, как правило, возникают при значениях углов ата- кн，меньших критического акрит. Однако превышение значений углов атаки, при которых наступает продольная статическая неустойчивость, приводит к тому, что вследствие появляющегося
4
Рис 17.8. Характер изменения коэффициента продольного момента по Углам атаки самолета со стреловидным крылом при различных числах М (а) и соответствующие балансировочные кривые отклонений руля высоты для чисел ,М = 0,85 и М > 1 (б):
6口 = m,/m~B;значения m при Полном отклонении руля высоты вниз б = 22в max
—15 , / — нормируемый запас по моменту на пикирование； 11 ——минимальный запас по отклонению руля высоты вниз при М — 0,85
прироста момента на кабрирование самолет начинает самопроизвольно стремиться еще больше увеличить угол атаки (так называемое явление «подхвата») и, если вовремя не вмешается летчик (или автоматическая система ограничения углов атаки), могут быть превышены критические значения угла атаки с последующим сваливанием.
Поэтому для современных скоростных самолетов вводятся ограничения по допустимым углам атаки адоп, обеспечивающие в нормальных условиях эксплуатации самолета с заданной степенью продольной статической устойчивости . При этом вследствие того, что адОП < сскрит) несущие свойства крыльев современных самолетов использовать полностью не удается.
Если же при попадании самолета в зону с сильной атмосферной турбулентностью или вследствие ошибки летчика значения ссдоп будут превышены, то эффективность руля высоты должна обеспечивать возможность создания необходимого момента на пикирование для вывода самолета на безопасные углы атаки а < ссдоц. Этот режим является определяющим для выбора максимального угла отклонения руля высоты вниз (рис. 17.8, б).
Определяющими режимами для выбора максимальных углов отклонения руля высоты вверх (или цельноповоротного стабилизатора —носком вниз) являются взлет и посадка с предельно передней центровкой для самолетов неманевренных и полет на больших высотах со сверхзвуковыми скоростями — для самолетов маневренных. з
Обеспечение необходимой маневренности в вертикальной плоскости, определяемой диапазоном реализуемых значений коэффициента су, достигается как получением достаточно высоких несущих свойств крыла, так и обеспечением достаточной эффективности органа продольного управления для создания больших балансировочных моментов. Это определяется соотношением
旬 расп = Cg pacu/Cg г. 口， (17・4)
где = значение 电 в горизонтальном полете, а Сурасп — располагаемое на данном режиме полета значение @.
Максимальное значение @, на котором может быть сбалансирован самолет при полном отклонении органа продольного управления (Субвтах) легко определяется из уравнения ^продольных моментов:
以0 +т?2吗+加戈+加JE max 'g^B max — %
При переходе на сверхзвуковые скорости полета продольная статическая устойчивость самолета 吟,как правило, возрастает,
а эффективность органов продольного управления (особенно рулей высоты т^ значительно снижается (см. рис. 17.2), что и приводит к тому, что на этих режимах полета насущие способности крыла при маневрах не всегда могут быть полностью использованы. Поэтому, если в ТТТ к самолету предусматривается получение определенной перегрузки на заданных числах М и высотах полета, то при проектировании органов продольного управления из соотношения (17.4) необходимо определить потребные значения су расц на этих режимах, а затем из (17.5) определить потребное значение 6в тах или т% Если необходимая эффективность продольного управления рулем высоты 欣в при этом не обеспечивается, следует применять цельноповоротный стабилизатор, который вследствие существенно более высокой эффективности т^в обеспечивает более полное использование несущих свойств крыла и существенное повышение маневренности самолета (рис. 17.9).
При определении максимального потребного балансировочного угла отклонения руля высоты вверх 6втах из уравнения продольных моментов самолета для взлетно-посадочных режимов не следует забывать об обеспечении маневренного запаса по углам от-
Рис. 17.9. Изменение эффективности продольного управления при переходе на цельноповоротный управляемый стабилизатор:
也一используемые значения коэффициента Су крыла при балансировке рулем высоты н управляемым стабилизатором《у 区。口一 ограничение коэффициента с, несущими способностями крыла, началом тряски самолета или выходом в зону продольной статиче- ской неустойчивости; / — диапазон чисел М, в котором несущие способности крыла прн РУЛе высоты ие могут быть полностью использованы; Су^ тах — при управляемом стабилизаторе; c^q fflaX~- пРи руле высоты); 6 — ограничение высот, на которых самолет мо- жет быть сбалансирован иа заданной перегрузке рулем высоты (сплошные кривые) и увеличение этих высот при сверхзвуковых скоростях в случае перехода иа продольное управление цельноповоротиым стабилизатором (пункт
КЛойенйя руля. Этот запас, необходимый для обеспечения мйий- мально допустимой маневренности самолета при корректировании траектории и парировании атмосферных возмущений, может быть определен из выражения
а 爱厶(^(ог/а/)з
△% зап —6~，
mz3Sbaq
где (dsjdf)3 — задаваемое техническими требованиями к самолету минимально допустимое угловое ускорение, которое должно обеспечиваться эффективностью органа продольного управления. Таким образом 6В тах = бв.балтаХ + Дбв. зап-
Аналогичные «маневренные» запасы по углам отклонения должны быть обеспечены при выборе максимальных углов отклонения руля направления и элеронов.
Для облегчения балансировки дозвуковых тяжелых самолетов на больших углах атаки (взлет—посадка) стабилизатор этих самолетов (при управлении рулем высоты) проектируется, как правило, переставным, т. е. с переменным углом установки (фв = =var). Изменение углов установки стабилизатора расширяет диапазон центровок, сдвигая вперед предельно допустимую переднюю центровку хт.Шп при том же значении Лг.о (см. рис. 7.8, штрих- пунктирная линия). Угол установки стабилизатора изменяют в пределах +3 ...—12 ℃.
Выбор площади триммеров рулей (аэродинамических сервокомпенсаторов) при безбустерном управлении осуществляется из условия полного снятия усилий (балансировки по усилиям) с рычагов управления на всех режимах длительного полета, включая режимы полета с несимметричной тягой и при боковом ветре. Это условие выполняется при
Шт — Ещо + т^а + Ешб + 团皿工=。，(17.6)
откуда (тшТ)цотр = — (тш0 + 脸Мал + 团孤а〃)，
где производная Шш = дтш/дх зависит от относительной площади триммера 15Tp = STp/Sp и расстояния его от оси вращения руля.
Площадь триммеров рулей обычно лежит в пределах STp = =(0,06...0,12) Sp, причем большие значения характерны для тяжелых транспортных и военных самолетов с большим разносом двигателей и большим диапазоном центровок.
Углы отклонения триммеров обычно лежат в пределах ттах = =±(8...12) ℃.
ПРОЕКТИРОВАНИЕ КОНСТРУКТИВНО-СИЛОВОЙ СХЕМЫ И СХЕМЫ СТЫКОВКИ ОПЕРЕНИЯ
Проектирование конструктивно-силовой схемы оперения и схемы его стыковки должно проводиться уже на начальных стадиях разработки проекта самолета в связи с тем, что силовые эле- 473
МеНтн Горизонтального й вертикального оперений должны йыть увязаны друг с другом и с силовыми элементами фюзеляжа, расположение которых зависит также от компоновки хвостовой (или носовой при схеме《утка》) части фюзеляжа ——от наличия в ней силовых элементов для крепления двигателей, днищ герметических кабин, окантовок люков и пр.
Расположение двигателей в хвостовой части фюзеляжа выдвигает новое требование по расположению основных силовых элементов фюзеляжа и оперения, связанное с обеспечением безопасности полета в случае рузрушения дисков турбин двигателей. Все основные силовые элементы фюзеляжа и оперения должны быть расположены таким образом, чтобы при разрушении турбины двигателя они либо совсем не могли быть повреждены разлетающимися с большой скоростью осколками, либо вероятность этого повреждения была бы наименьшей. Особенно трудно это требование выполняется при наличии в хвостовой части фюзеляжа третьего (центрального) двигателя, устанавливаемого в настоящее время на многих околозвуковых пассажирских самолетах [Ту-154, Як-40, Боинг 727 и Локхид L-1011 «Трйстар» (США), DH-121 «Трайдент» (Англия), рис. 17.10].
tОстановимся сначала на конструктивно-силовых схемах и схемах стыковки поверхностей оперения, состоящих из неподвижных частей (стабилизатора и киля) и шарнирно навешенных на них рулей.
Рис. 17.10. Расположение двигателей и основных силовых элементов хвостовой части английского пассажирского самолета Де Хевилленд DH.121《Трай- дент》, обеспечивающее минимальную вероятность разрушения основных силовых элементов конструкции разлетающимися осколками дисков турбин двигателей:Рис. 17.10. Расположение двигателей и основных силовых элементов хвостовой части английского пассажирского самолета Де Хевилленд DH.121《Трай- дент》, обеспечивающее минимальную вероятность разрушения основных силовых элементов конструкции разлетающимися осколками дисков турбин двигателей:
Рис. 17.10. Расположение двигателей и основных силовых элементов хвостовой части английского пассажирского самолета Де Хевилленд DH.121《Трай- дент》, обеспечивающее минимальную вероятность разрушения основных силовых элементов конструкции разлетающимися осколками дисков турбин двигателей:
Рис. 17.10. Расположение двигателей и основных силовых элементов хвостовой части английского пассажирского самолета Де Хевилленд DH.121《Трай- дент》, обеспечивающее минимальную вероятность разрушения основных силовых элементов конструкции разлетающимися осколками дисков турбин двигателей:
7 ——передний лонжерон киля; 2 ——главный лоижерои киля; 3 ——центральный двига- телу; 4 — диигце герметической кабины; 5 — боковые двигатели; / — плоскости дисков турбин двигателей; // — сечеиие лонжерона; /// — зона возможного разрушения лонжерона осколками турбины
При таком оперении конструктивно-силовые схемы стабилизатора и киля практически не отличаются от соответствующих схем крыльев, рассмотренных ранее. В конструкции этих агрегатов на легких самолетах применяется, как правило, двухлонжеронная схема, на тяжелых самолетах — кессонная или многолонжеронная схема.
Рули, как правило, выполняют по однолонжеронной схеме с нервюрами, расположенными перпендикулярно лонжерону. Часто в хвостовой части рулей вместо нервюр используют клееные или сварные конструкции с сотовым заполнителем или пеноза- полнителем.
При расчленении рулей на секции с независимыми приводами, применяемыми на тяжелых самолетах для повышения безопасности полета, каждая из секций подвешивается на двух опорах и не связывается с соседними. Количество секций в этом случае выбирается, исходя из принятой в проекте степени резервирования и допустимого числа отказов бустеров.
Наиболее легкой получается конструкция в том случае, если удается пропустить через фюзеляж основные Лиловые элементы оперения, работающие на изгиб (лонжероны или кессон). Однако такую конструкцию не всегда удается выполнить на легких самолетах с двигателями, расположенными в хвостовой части фюзеляжа.
Если горизонтальное оперение на таких самолетах нельзя перенести в верхнюю или нижнюю часть сечения фюзеляжа, то лонжероны стабилизатора так же, как и киля, крепятся стыковыми узлами к усиленным шпангоутам фюзеляжа. Во избежание перетя- желения конструкции необходимо стремиться к тому, чтобы стыковые узлы киля и стабилизатора всегда располагались на одних и тех же усиленных шпангоутах фюзеляжа (рис. 17.11). При
Рис. 17.11. Конструктивно-силовая схема стыковки оперения с усиленными шпангоутами фюзеляжа, внутри которого установлен двигатель:
/ — усиленные продольные элементы; 2 — стыковые узлы; 3 — двигатель; 4 — коль- цевой силовой шпангоут； 5 — вариант установки наклонных шпангоутов
такой схеме крепления стреловидного оперения (так же как и кры- -1 ла) изгибающий момент, воспринимаемый продольным элементом 1 оперения (изображен вектором Л4ИЗГ. оп)> у борта фюзеляжа рас- ' кладывается на две составляющие, действующие вдоль плоскости ； наибольшей жесткости шпангоута Мкр. ш и перпендикулярно ей | Л^ИЗГ. ш-I
При установке стабилизатора с неразрезанными продольными 1 элементами в верхней части сечения фюзеляжа средняя часть ] (кессон) стабилизатора пропускается между двумя силовыми ； шпангоутами фюзеляжа (рис. 17.12). Задний лонжерон стабили- ； затора крепится к заднему из этих шпангоутов, передний ——к пе- 1 реднему. Если стабилизатор проектируется переставным, то не- ? подвижными узлами, относительно которых происходит поворот : стабилизатора, как правило, делают задние, а передние узлы креп- 』 ления заменяют кронштейном крепления механизма привода, j как это показано на рис. 17.12.
Для более равномерного распределения нагрузок на передний : и задний усиленные шпангоуты фюзеляжа при несимметричном нагружении правой и левой половин горизонтального оперения узел крепления механизма привода переставного стабилизатора может выполняться с направляющими рельсами или с двухзвенни- ком (типа шлиц-шарнирного, применяемого на стойках шасси), ；
Рис. 17.12. Схема установки стабилизатора с изменяемым углом установки в верхней части сечения фюзеляжа:
/ ——передний лоижерои киля; 2 ——продольные элементы (усиленные стрингеры), вос- прииймаюгцне составляющую А^р ш，возникающую при передаче изгибающего момента со стреловидного киля иа прямые шпангоуты фюзеляжа (см. рис. 17. II); 3 — гайка с шарнирной подвеской； 4 ——ходовой винт механизма перестановки стабилизатора; 5 —— привод механизма перестановки (гидро- или электродвигатель с редуктором)； 6 — передний усиленный шпангоут фюзеляжа (на поперечном сечении показан условным контуром); 7 ——полушпангоуты (со срезаииой верхней частью); S ——бортовые продольиые эле - меиты (усиленные стрингеры, окантовывающие вырез для кессона стабилизатора); 9 —— задний силовой шпангоут фюзеляжа; 10 ——узлы крепления стабилизатора к фюзеляжу; 11 —— задний лоижерои киля; 12 — секторные пластины-обтекатели, закрывающие прорези в борту фюзеляжа (коитур выреза обшнвки в бортах фюзеляжа для обеспечения возможности измеиеиия угла установки кессона стабилизатора показан пунктиром, кессои стабилизатора заштрнховаи); / — полетиое положение; // —— взлетно-посадочное цоло.
женне; /// — прорезь в борту фюзеляжа
воспринимающими часть нагрузок от изгибающего момента. Примеры таких конструкций показаны на рис. 17.13, б, в. Для сравнения на рис. 17.13, а приведена схема, в которой изгибающий момент от несимметричной нагрузки на правой и левой консолях горизонтального оперения воспринимается только задними узлами крепления кессона стабилизатора; балансировочная и маневренная нагрузка (Уп 0) воспринимается задними узлами и ходовым винтом привода.
В схеме рис. 17.13, б, благодаря установке у переднего узла шлиц-шарнирного двухзвенника, задний узел крепления кессона стабилизатора частично разгружается от изгибающего момента; сила Гр. °, как и при схеме рис. 17.13, а, воспринимается задними узлами и ходовым винтом привода.
Изменение угла установки стабилизатора, как правило, осуществляется с помощью винтовового механизма (подъемника), приводимого во вращение от гидро- или электромоторов, а иногда и вручную с помощью аварийной механической системы, связывающей подъемник со специальным штурвальчиком в кабине. Винтовой подъемник может крепиться непосредственно к кронштейну стабилизатора. Но в этом случае вся нагрузка с горизонтального оперения (за исключением части, приходящейся на задние узлы крепления стабилизатора) должна восприниматься
7
Рис. 17.13. Различные варианты выполнения переднего узла привода стабилизатора с изменяемым углом установки:
а 一 без дополнительных снловых элементов; б — с шлиц-шариириым трехзвеиииком; в — с шлиц-шариирным трехзвенииком с кинематическим замком; / — кессои стабилизатора; 2 — гайка с шарнирной подвеской; 3 ——ходовой винт; 4 ——привод механизма перестановки; 5 — задние узлы крепления стабилизатора (к фюзеляжу или килю); 6 — кроиштейи подвески гайки 2; 7 —— звенья шлиц-шариира; 8 —— звенья кинематического замка, выполненные в виде шлиц-шарнириого механизма; 9 — предохранительный упор кинематического замка; / — полетиое положение; // — взлетио-посадочное положение; III — звенья кинематического замка распрямлены, нагрузка иа ходовой вннт не передается
подъемником (рис. 17.13, а, б). Для разгрузки подъемника в по- 1 лете на больших скоростях, когда стабилизатор отклонен носком вверх (положительные углы установки) и аэродинамические на-: грузки максимальны, может применяться специальный шлиц- шарнирный механизм с кинематическим замком, воспринимающим эти нагрузки и разгружающим подъемник. Звенья этого механизма также частично разгружают задние углы крепления стабилизатора ； от изгибающего момента (рис. 17.13,我
При Т-образной схеме оперения возникает ряд особых конструктивных задач, отличных от задач размещения горизонтального оперения на фюзеляже.
Для уменьшения вредной интерференции потоков, обтекающих горизонтальное и вертикальное оперение, рекомендуется горизонтальное оперение устанавливать таким образом, чтобы линия максимальных толщин его профилей была сдвинута назад отно-: сительно этой линии вертикального оперения на величину е ^ 公？ (0,10...0,15)力
Установка горизонтального оперения на вертикальном при-； водит к существенно более высокой загрузке последнего, чем в рас-； смотренных ранее схемах. Эти дополнительные нагрузки на вертикальное оперение возникают как при скольжении (вследствие неравномерного обтекания правой и левой консолей горизонтального оперения на вертикальное оперение действует изгибающий момент перпендикулярно его плоскости), так и в полете без скольжения (балансировочная и маневренная нагрузки на горизонтальном оперении создают для неподвижной части вертикального one-； рения дополнительный изгибающий момент в его плоскости). : Для восприятия этих дополнительных нагрузок конструкция вертикального оперения должна выполняться более мощной, что § заметно сказывается на увеличении ее массы (на 50...70 %) по ; сравнению с массой свободного вертикального оперения той же площади. Однако увеличение эффективности вертикального оперения из-за установки на нем горизонтального, играющего в данном случае роль концевой шайбы, позволяет уменьшить потребное значение Sr. °. Вследствие этого общее увеличение массы конструкции Т-образного оперения снижается до 15...20 %.
При выборе положения лонжеронов киля с расположенным на нем горизонтальном оперении приходится искать оптимальное расстояние между лонжеронами киля, при котором масса конструкции получается наименьшей. Обычно это достигается при расположении переднего лонжерона в пределах (0,15...0,20) 力в.°, а заднего ——в пределах (0,60...0,65) Ьв.。.*
Шарнирный узел поворота стабилизатора, как правило, устанавливается на заднем лонжероне киля. Механизм привода стабилизатора крепится к переднему лонжерону и усиленным нервюрам.-%
Место стыка горизонтального и вертикального оперений закрывается обтекателем, конструкции которого могут быть раз， 478
в)
Рис. 17.14. Различные варианты оформления внешних обводов при установке переставного стабилизатора на киле：
а — применение неподвижного обтекателя прн небольших изменениях угла установки стабилизатора; б — обтекатель стыка горизонтального и вертикального опереинй с неподвижной передней и подвижной задней частью； в — подвижный обтекатель, связанный со стабилизатором (схема позволяет максимально увеличить хорду иеразрезиой части стабилизатора-кессона); / — контур выреза обшивки по бокам обтекателя; 2 一 кессон стабилизатора; 3 — механизм перестановки стабилизатора; 4 — передний лонжерон киля; 5 — силовая концевая нервюра кнля; 6 — задний лонжерон кнля： Z — шарнирный узел крепления стабилизатора к килю; 8 ——обтекатель： 9 — подвижные скользящие пластины, перекрывающие прорези в боковых панелях обтекателя; iQ — подвижная (связанная со стабилизатором) задняя часть обтекателя; 11 ——линия сочленения подвижной и неподвижной частей обтекателя; 12 — кронштейн привода стабилизатора; 13 — передняя неподвижная часть обтекателя, закрепленная па киле； 14 ——подвижный обтекатель, связаииый со стабилизатором; 15 — верхняя законцовка киля, охватываемая обтекателем при взлетно-посадочном положении стабилизатора; 16 — линия перехода обвода киля в обвод охватываемой обтекателем верхней закоицовки; / — потребное увеличение обтекателя при закрывании верхних щелей при взлете и посадке JJ
делены на три типа. Если обтекатель достаточно большой . на (рис. 17.14, а), конструкция стыка напоминает соединение подвижного стабилизатора с фюзеляжем. В конструкции, показанной на рис. 17.14,6, хвостовая часть обтекателя подвижна, так как связана со стабилизатором, передняя ——неподвижно крепится к килю.
На тяжелых самолетах, где из^за большой площади горизонтального оперения нагрузки весьма велики и кессон стабилизатора
479
Рис. 17.15. Установка подшипников оси вращения стреловидного стабилизатора: а — подшипники установлены иа силовых шпангоутах фюзеляжа, ось жестко связана с конструкцией стабилизатора; 6 — подшипники установлены в стабилизаторе, ось жестко связана с конструкцией фюзеляжа (силовыми шпангоутами); / — контур двигателя; 2 — подшипник оси; 3 — рычаг привода： ГТК — плоскость качания рычага приводаРис. 17.15. Установка подшипников оси вращения стреловидного стабилизатора: а — подшипники установлены иа силовых шпангоутах фюзеляжа, ось жестко связана с конструкцией стабилизатора; 6 — подшипники установлены в стабилизаторе, ось жестко связана с конструкцией фюзеляжа (силовыми шпангоутами); / — контур двигателя; 2 — подшипник оси; 3 — рычаг привода： ГТК — плоскость качания рычага приводавследствие этого Имеет значительные размеры, применяется схема стыка с подвижным обтекателем, передняя часть которого охватывает носок верхней части киля (рис. 17.14, 8).
Рис. 17.15. Установка подшипников оси вращения стреловидного стабилизатора: а — подшипники установлены иа силовых шпангоутах фюзеляжа, ось жестко связана с конструкцией стабилизатора; 6 — подшипники установлены в стабилизаторе, ось жестко связана с конструкцией фюзеляжа (силовыми шпангоутами); / — контур двигателя; 2 — подшипник оси; 3 — рычаг привода： ГТК — плоскость качания рычага привода
Рис. 17.15. Установка подшипников оси вращения стреловидного стабилизатора: а — подшипники установлены иа силовых шпангоутах фюзеляжа, ось жестко связана с конструкцией стабилизатора; 6 — подшипники установлены в стабилизаторе, ось жестко связана с конструкцией фюзеляжа (силовыми шпангоутами); / — контур двигателя; 2 — подшипник оси; 3 — рычаг привода： ГТК — плоскость качания рычага привода
Рассмотрим теперь конструктивно-силовые схемы, схемы стыковки и привода цельноповоротных поверхностей управления. В конструкциях этих поверхностей применяются две схемы размещения подшипников оси вращения, которые во многом определяют конструктивно-силовые схемы
“этих поверхностей.
В первой схеме (рис. 17.15, а) подшипники устанавливают на силовых шпангоутах фюзеляжа (или лонжеронах киля), ось неподвижно связана с конструкцией стабилизатора. Во второй схеме (рис. 17.15, 6) ось неподвижно связана с конструкцией фюзеляжа, а подшипники устанавливают в самом стабилизаторе.
Конструктивные особенности первой схемы связаны с тем, что все виды нагрузок (изгибающий и крутящий моменты, перерезывающая и нормальная силы), действующих на стабилизатор, передаются на фюзеляж только через одну ось, которую поэтому вне стабилизатора выполняют трубчатого сечения. У бортовой нервюры внутри стабилизатора трубчатое сечение оси переводится в двутавровое сечение лонжерона стабилизатора, которое лучше воспринимает изгиб, а крутящий момент воспринимается контуром стабилизатора. Очевидно, что для обеспечения наименьшей массы оси при ее наибольшей жесткости необходимо проектировать ось максимально большого диаметра. Для этого ее необходимо устанавливать в месте наибольшей толщины профилей стабилизатора. Однако, как следует из рис. 17.16, а, при таком положении пря- .мой оси (Л) расстояние от нее до центра давления стреловидного стабилизатора, особенно на сверхзвуковых скоростях, получается очень большим и, следовательно, большим будет шарнирный момент стабилизатора. Если для уменьшения шарнирного момента установить прямую ось стреловидного стабилизатора таким образом, чтобы она проходила приблизительно посередине между положениями центра давления при дозвуковых и сверхзвуковых скоростях (В), то шарнирные моменты стабилизатора существенно 480
уменьшатся, но обеспечить прочность (и особенно жесткость) оси вследствие малой строительной высоты в хвостовой части профиля практически невозможно.
Поэтому при проектировании цельноповоротных поверхностей урпавления с большим углом стреловидности их ось часто устанавливают с некоторым углом стреловидности %0С1 как показано на рио 17.16, а (положение С), а также в схемах, приведенных на рис. 17.15. При таком положении оси обеспечиваются как размещение ее приблизительно по линии максимальных толщин профилей, так и наименьшие значения шарнирных моментов.
Однако выбор стреловидности оси вращения цельноповоротных поверхностей управления не настолько прост, как это может показаться из приведенных выше элементарных соображений. Дело в том, что при этом выборе приходится учитывать и ряд других важных факторов (потребную мощность привода, эффективность поворотной поверхности и создаваемое ею сопротивление, конструктивную сложность выполнения узлов крепления и привода и др.)-
NnoTp = ЙдгЛТщ шах^шах»NnoTp = ЙдгЛТщ шах^шах»(17.7)(17.7)Потребная мощность привода определяется выражением
NnoTp = ЙдгЛТщ шах^шах»
NnoTp = ЙдгЛТщ шах^шах»
(17.7)
(17.7)
где МШтах ——максимальный шарнирный момент поворотной поверхности относительно ее оси вращения, а бшах = (d6/d/)fflax максимальное значение потребной скорости поворота этой оси, определяемое управляемостью самолета.
С увеличением угла стреловидности оси, как это показано на рис. 17.16, б слева вверху, расстояние от этой оси до центров давлений поверхности управления первоначально уменьшается,
Рис. 17.16. Различные варианты положения оси вращения стреловидного стабилизатора (а) и выбор оптимальной стреловидности оси вращения из условия минимальной потребной мощности привода (б)Рис. 17.16. Различные варианты положения оси вращения стреловидного стабилизатора (а) и выбор оптимальной стреловидности оси вращения из условия минимальной потребной мощности привода (б)
Рис. 17.16. Различные варианты положения оси вращения стреловидного стабилизатора (а) и выбор оптимальной стреловидности оси вращения из условия минимальной потребной мощности привода (б)
Рис. 17.16. Различные варианты положения оси вращения стреловидного стабилизатора (а) и выбор оптимальной стреловидности оси вращения из условия минимальной потребной мощности привода (б)
48148116 С. М. Егер и др.
481
481
а затем вновь начинает увеличиваться. Также меняется и шарнирный момент (штрихпунктирные линии на рис. 17.16, б).
Изменение действующих на поверхность управления аэродинамических сил, а следовательно, и ее эффективность как органа управления, определяется изменением угла установки этой поверхности в набегающем потоке (Дф), а не угла поворота оси (Д6). Эти углы связаны соотношением
tg Лф » tg Д6 cos %ос> (17.8) из которого следует, что при увеличении угла стреловидности оси Хос Для сохранения неизменными характеристик управляемости необходимо увеличить .как сами углы поворота Д6 оси, так и скорость их изменения 6. Вследствие этого увеличивается и потребная мощность привода, что на рис. 17.16, б иллюстрируется пунктирной кривой
Таким образом, для каждой формы стреловидной поверхности управления определяется оптимальный угол стреловидности оси ее вращения из условия минимальной потребной мощности привода (%ocopt на рис. 17.16, б).
Аэродинамическое качество поверхности управления характеризуется соотношением между составляющими аэродинамических сил, направленными перпендикулярно. потоку (полезная подъемная сила, используемая для создания управляющих моментов) и вдоль него (вредная сила сопротивления). С ростом стреловидности оси вращения эта характеристика заметно ухудшается, что вполне объяснимо, поскольку с ростом стреловидности оси отклоняемая поверхность все больше поворачивается не «в потоке», а «поперек потока».
Наряду с ухудшением аэродинамического качества применение поверхностей управления со стреловидной осью вращения вызывает ряд конструктивных трудностей, связанных с необходимостью разделения осей для правой и левой половин стабилизатора, а также с ростом потребных углов поворота этих осей при увеличении их стреловидности.
Если ось общая, то изгибающие моменты с правой и левой половин стабилизатора замыкаются на ней и на фюзеляж не передаются. Поэтому, если ось прямая, конструкция стыковых узлов и шпангоутов получается наиболее легкой. Кроме того, в этом случае легко осуществляется компоновка привода стабилизатора, так как закрепленный на оси рычаг качается в плоскости, параллельной оси самолета. Поэтому силовые приводы стабилизатора (гидроусилители) легко компонуются даже в достаточно узком пространстве между бортом фюзеляжа и расположенным внутри двигателем, что часто бывает на легких сверхзвуковых самолетах.
Выполнение стреловидных осей неразрезными невозможно, в этом случае конструкция стыковых узлов и шпангоутов получается тяжелее конструкции с общей прямой осью вследствие передачи на шпангоуты изгибающих моментов с каждой из двух 482
половин стабилизатора. При этом усложняется также компоновка приводов половин стабилизатора, так как рычаги, связанные со стреловидными осями, качаются в пересекающихся плоскостях, расположенных под углами Хос к продольной оси самолета (см. рис. 17.15). Поэтому гидроусилители могут устанавливаться горизонтально только либо выше, либо ниже установленных в хвостовой части фюзеляжа двигателей (рис. 17.17, а). Если стабилизатор установлен в среднем положении, компоновка гидроусилителей в достаточно узком пространстве между бортами фюзеляжа и двигателями весьма затруднена и единственным практически возможным их положением является вертикальное (рис. 17.17, б).
Перечисленные выше недостатки схем цельноповоротных поверхностей управления со стреловидными осями вращения зачастую практически сводят на нет выигрыш от уменьшения шарнирных моментов. В связи с этим на новых сверхзвуковых самолетах все большее распространение получает схема цельноповоротных поверхностей управления с нестреловидной осью вращения (например, самолеты F-15, Р-16).Для уменьшения шарнирных моментов при нестреловидной оси вращения цельноповоротных поверхностей управления применяется специальная форма этих поверхностей в плане (треугольная или трапециевидная малого удлинения с весьма тонкими профилями, как, например, на рис. 17.18, в, а, “ е).
Поскольку ось вращения цельноповоротных поверхностей управления для уменьшения величин шарнирных моментов, как пра-
Рис. 17.17. Компоновка гидроусилителейРис. 17.17. Компоновка гидроусилителейпривода управляемого стабилипривода управляемого стабилизатора при стреловидных осях:затора при стреловидных осях:а ——размещение гидроусилителей выше двигателя с креплением их на общем кронштейне, связанном с усиленными продольными элементами между силовыми шпангоутами фюзеляжа; / — подшипиихи полуосей правой и левой половин стабилизатора; 2— ры^агн привода половин стабилизатора; 3 — гидроусилители; 4 — кронштейн крепления гидроусилителей; б ——вариант установки гидроусилителей в вертикальных плоскостях с креплением иа силовом шпангоуте; / — силовые шпангоуты заделки подшипников полуосей правой и левой половин стабилизатора; 2 ——рычаги привода правой и левой половин; 3 ——подшипники полуосей; 4 — кронштейн крепления гидроусилителей на силовом шпангоуте； 5 — гидроусилителиа ——размещение гидроусилителей выше двигателя с креплением их на общем кронштейне, связанном с усиленными продольными элементами между силовыми шпангоутами фюзеляжа; / — подшипиихи полуосей правой и левой половин стабилизатора; 2— ры^агн привода половин стабилизатора; 3 — гидроусилители; 4 — кронштейн крепления гидроусилителей; б ——вариант установки гидроусилителей в вертикальных плоскостях с креплением иа силовом шпангоуте; / — силовые шпангоуты заделки подшипников полуосей правой и левой половин стабилизатора; 2 ——рычаги привода правой и левой половин; 3 ——подшипники полуосей; 4 — кронштейн крепления гидроусилителей на силовом шпангоуте； 5 — гидроусилители16*16*483483
Рис. 17.17. Компоновка гидроусилителей
Рис. 17.17. Компоновка гидроусилителей
привода управляемого стабили
привода управляемого стабили
затора при стреловидных осях:
затора при стреловидных осях:
а ——размещение гидроусилителей выше двигателя с креплением их на общем кронштейне, связанном с усиленными продольными элементами между силовыми шпангоутами фюзеляжа; / — подшипиихи полуосей правой и левой половин стабилизатора; 2— ры^агн привода половин стабилизатора; 3 — гидроусилители; 4 — кронштейн крепления гидроусилителей; б ——вариант установки гидроусилителей в вертикальных плоскостях с креплением иа силовом шпангоуте; / — силовые шпангоуты заделки подшипников полуосей правой и левой половин стабилизатора; 2 ——рычаги привода правой и левой половин; 3 ——подшипники полуосей; 4 — кронштейн крепления гидроусилителей на силовом шпангоуте； 5 — гидроусилители
а ——размещение гидроусилителей выше двигателя с креплением их на общем кронштейне, связанном с усиленными продольными элементами между силовыми шпангоутами фюзеляжа; / — подшипиихи полуосей правой и левой половин стабилизатора; 2— ры^агн привода половин стабилизатора; 3 — гидроусилители; 4 — кронштейн крепления гидроусилителей; б ——вариант установки гидроусилителей в вертикальных плоскостях с креплением иа силовом шпангоуте; / — силовые шпангоуты заделки подшипников полуосей правой и левой половин стабилизатора; 2 ——рычаги привода правой и левой половин; 3 ——подшипники полуосей; 4 — кронштейн крепления гидроусилителей на силовом шпангоуте； 5 — гидроусилители
16*
16*
483
483
Рис. 17.18. Конструктивно-силовые схемы, применяемые при проектировании цельноповоротных поверхностей управления с заделанной осью (подшипники в фюзеляже):
а — прн стреловидной форме с большим углом стрел овидности (внизу показан вариант оформления законцовки при недостаточной жесткости н возникновении вибраний); б —— прн сравнительно небольшой стреловидности; 8 — при треугольном оперении; a, d — различные варианты силовых схем опереиня малого удлинения с небольшой стреловидностью (иа схеме 2 пунктиром показана применяемая иногда в подобных схемах косая нервюра); е — нестреловидное оперение малого удлинения
вило, располагается между центрами давления при до- и сверхзвуковых скоростях, то на режимах полета с дозвуковыми скоростями такие поверхности оказываются перекомпенсированными (статически неустойчивыми, так как шарнирный момент стремится все дальше отклонять их от исходного положения). Это исключает возможность использования перехода на аварийное безбу- стерное управление и для повышения безопасности полета заставляет применять более высокие степени резервирования приводов.
Наиболее часто применяемые конструктивно-силовые схемы цельноповоротных поверхностей управления с заделанной осью (подшипники в фюзеляже) показаны на рис. 17.18.
Глава 18
ПРОЕКТИРОВАНИЕ СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯСАМОЛЕТОМ
Основные отличия проектирования системы управления самолета от проектирования других его агрегатов и систем связаны с той особенностью системы управления, что она является следящей системой, связывающей летчика с органами управления самолета. Поэтому при проектировании этой системы, выборе ее параметров и характеристик приходится в значительной мере учитывать 《человечески访》фактор, которм访 практически не принимался во внимание при проектировании других агрегатов и систем. Помимо этого, чтобы проектирование оказалось успешным, т. е. чтобы спроектированная система управления обеспечивала необходимые характеристики управляемости проектируемого самолета, приходится учитывать также не только характеристики приводи- 484
мых этой системой рулевых поверхностей, их шарнирные моменты, инерционно-массовые, жесткостные и др. характеристики, но и аэродинамические, инерционные и динамические характеристики самого самолета. •
КОНТУР УПРАВЛЕНИЯ. ЕГО ОСНОВНЫЕ ЭЛЕМЕНТЫИ ИХ ХАРАКТЕРИСТИКИ
Управление самолетом может осуществляться либо летчиком, либо автоматическими системами.
Большую роль в информации летчика об изменении режима полета и о действии органов управления играют физические ощущения перегрузок и изменения усилий на рычагах управления. Сравнение текущих значений параметров полета с потребными позволяет летчику на основании определенных навыков пилотирования формировать управляющие сигналы в виде перемещений рычагов управления. Эти перемещения рычагов преобразуются системой управления в соответствующие отклонения органов управления (рулей) самолета. Отклонение органов управления приводит к тому, что самолет начинает менять параметры полета. С помощью органов чувств летчик контролирует результаты своих воздействий на органы управления (т. е. изменение параметров полета самолета), стремясь устранить рассогласование между текущими и потребными их значениями, и прекращает воздействие на рычаги управления, если эти значения соответствуют друг другу.
Таким образом, в полете, образуется замкнутый контур управления, состоящий из трех основных связанных друг с другом элементов (звеньев): летчика, системы управления и самолета (рис. 18.1, а).
Летчик как элемент контура управления, в свою очередь, упрощенно может рассматриваться как система автоматического регулирования, образующаяся тремя основными связанными между собой элементами (рис. 18.1, б): органами чувств (воспринимающие органы ——«датчики»); центральной нервной системой, выполняющей функции обработки информации и выработки решения, и исполнительными органами — мускулами рук, ног, спины. Движения исполнительных органов летчика и развиваемые ими усилия являются «выходными сигналами» («выходом») человека как звена контура управления.
Возможность дозирования усилий и перемещений исполнительных органов позволяет летчику, знакомому с характеристиками управляемости данного самолета, осуществлять потребные изменения режима полета путем соответствующего перемещения рычагов управления, прилагая к ним определенные усилия.
Изменение усилий ощущается летчиками лучше, чем перемещения, и точность дозирования усилий существенно выше точности дозирования перемещений.
Исполнительные органы (.мускулы)Исполнительные органы (.мускулы)00Органы чувств匚二二人Органы чувств匚二二人Командные импульсыКомандные импульсы2«)2«)匚二"男 匸二了匚二"男 匸二了центральнаянервнаясистемацентральнаянервнаясистема6btx[P(t)?x(t)L6btx[P(t)?x(t)LКинестатическая1 обратная сбазь По усилиямКинестатическая1 обратная сбазь По усилиям/70 перемещениям/70 перемещениям
Исполнительные органы (.мускулы)
Исполнительные органы (.мускулы)
0
0
Органы чувств匚二二人
Органы чувств匚二二人
Командные импульсы
Командные импульсы
2«)
2«)
匚二"男 匸二了
匚二"男 匸二了
центральнаянервная
система
центральнаянервная
система
6btx[P(t)?x(t)L
6btx[P(t)?x(t)L
Кинестатическая1 обратная сбазь По усилиям
Кинестатическая1 обратная сбазь По усилиям
/70 перемещениям
/70 перемещениям
6)
Рис. 18.1. Схема замкнутого контура управления «летчик——система управления — самолет» (а) и структурная схема оператора-летчика как командного звена контура управления, устраняющего рассогласование между потребным и текущим значениями какого-либо параметра путем воздействия на рычаг управления (6):
е (fгласование между текущими и потребными значениями параметров полета：
尸(усилия, прилагаемые к рычагам управления, и их перемещения; 6 — от
клонения органов управления; V, ", о), n, a, v — параметры полета; ex. — входныевосприятия (зрительные, слуховые, ощущения ускорений)； вых. — выходные воздей-ствия иа рычаги управления
Как показывают исследования, потеря устойчивости контура управления происходит не только при полном отсутствии изменения усилий на рычаге управления при изменении регулируемого параметра полета, но и при слишком малом или слишком большом таком изменении. Это связано с тем, что летчики наиболее точно дозируют перемещения рычагов управления и прикладываемые к ним усилия в определенном диапазоне их значений, как это видно из рис. 18.2. На этом рисунке знаком Д обозначена относительная ошибка Гд = • 9*) или —LХПоТР
А = (АР)/Рпотр] в перемещении рычага управления и прикладываемом к нему усилий при различных их потребных значениях (尤 потр, ^потр)*
Оптимальные значения перемещений рычагов управления и прикладываемых к ним усилий, необходимые для выполнения определенных маневров (например, для изменения нормальной перегрузки на единицу —— показатели продольной статической управляемости 尤;у и 尸;у)， определяются из длительной практики эксплуатации и задаются в соответствующих требованиях к про- 486
Рис. 18.2. Характер зависимости относительной ошибки в перемещениях рычага управления и прикладываемых к нему усилиях от величины их потребных значенийРис. 18.2. Характер зависимости относительной ошибки в перемещениях рычага управления и прикладываемых к нему усилиях от величины их потребных значенийРис. 18.3. Характер реакции летчика на ступенчатое изменение (рассогласование е0) регулируемого параметра при работе простым усилителем с инерционностью и запаздыванием (а) и при применении форсирования для сокращения времени регулирования (6)Рис. 18.3. Характер реакции летчика на ступенчатое изменение (рассогласование е0) регулируемого параметра при работе простым усилителем с инерционностью и запаздыванием (а) и при применении форсирования для сокращения времени регулирования (6)
Рис. 18.2. Характер зависимости относительной ошибки в перемещениях рычага управления и прикладываемых к нему усилиях от величины их потребных значений
Рис. 18.2. Характер зависимости относительной ошибки в перемещениях рычага управления и прикладываемых к нему усилиях от величины их потребных значений
Рис. 18.3. Характер реакции летчика на ступенчатое изменение (рассогласование е0) регулируемого параметра при работе простым усилителем с инерционностью и запаздыванием (а) и при применении форсирования для сокращения времени регулирования (6)
Рис. 18.3. Характер реакции летчика на ступенчатое изменение (рассогласование е0) регулируемого параметра при работе простым усилителем с инерционностью и запаздыванием (а) и при применении форсирования для сокращения времени регулирования (6)
ектируемому самолету или же определяются в процессе его проектирования с помощью моделирования процессов управления на специальных стендах с использованием ЭВМ. Эти значения показателей управляемости и должны обеспечиваться при проектировании системы управления.
Летчик как командное (или управляющее) звено контура управления обладает рядом свойств, влияющих на процесс управления. Из этих свойств можно отметить следующие:
Запаздывание ответной реакции на внешние сигналы. Эта величина в значительной степени зависит от тренированности летчика и его психологического и физического состояния. Для обычных условий можно принимать время запаздывания реакции летчика средней квалификации т = 0,2...0,3 с..
Инерционность, проявляющуюся в том, что летчик в своих действиях не может мгновенно (т. е.《ступенчато》)выйти на необходимый уровень ответной реакции (рис. 18.3, а).
Некоторую зону нечувствительности.
Способность к фильтрации внешних сигналов.
Способность к изменению собственной передаточной функции в широких пределах (см., например, рис. 18.3, б), включая дифференцирование и интегрирование, т. е. способность к реагированию не только на отклонения какого-либо параметра полета от
потребного значения, но и на первую и вторую производные 1 (скорость и ускорение) этого отклонения, а также и на интеграл | этого отклонения.1
Способность к формированию выходных командных сигна- 1 лов с определенной ограниченной точностью, зависящей от вели- j чины этих сигналов и их частоты.j
Способность слежения за сигналами, поступающими с ча- j стотой не свыше 2,5...3,0 Гц (наличие полосы пропускания), j
Несмотря на способность к изменению собственной передаточ-， ной функции в широких пределах, наиболее точно летчик работает ] в контуре управления как одноканальный усилитель, последо-: вательно устраняющий рассогласование е (/) между текущим и потребным значениями какого-либо одного параметра полета.
Однако запаздывание начала ответной реакции и инерционность в отработке корректирующего воздействия на внешний сигнал удлиняют время устранения возникшего рассогласования, а при большой частоте изменения сигнала рассогласования создают и значительное запаздывание по фазе выходного сигнала летчика по сравнению с необходимым. Так, например, при частоте изменения входного сигнала рассогласования 0,5 Гц только запаздыва- цие начала ответной реакции летчика на 0,2 с создает запаздывание его ответной реакции по фазе 36°, а при частоте 1 Гц—72°. Если учесть, что собственные частоты колебаний современных самолетов, особенно на некоторых режимах полета, значительно уве・ личиваются и даже у тяжелых самолетов могут достигать 1 Гц и более, то причина раскачки самолета летчиком на этих режимах становится очевидной. В реальных условиях пилотирования летчик, зная о наличии своего запаздывания и инерционности, начинает форсировать свои действия, как это показано, например, на рис. 18.3, б.
Самолет как объект управления имеет в пространстве шесть степеней свободы, и его движение описывается шестью дифференциальными уравнениями движения (Эйлера). Решение этих уравнений в общем случае позволило бы определять характер пространственного движения самолета в любой момент времени и, в частности, после воздействия летчика на органы управления, и также позволило бы судить об устойчивости этого движения. Однако непосредственное решение этих уравнений представляет известные трудности даже при применении современных ЭВМ. Если же за исходный режим полета принять прямолинейный установившийся полет без скольжения и считать отклонения параметров движения от исходных значений достаточно небольшими (применить метод «малых возмущений»), то благодаря симметрии самолета систему шести уравнений движения можно разделить на две независимые системы уравнений, с известной степенью точности опи- сывающих движение самолета в плоскости симметрии (так называемое продольное движение) и в двух других плоскостях (боковое движение).
При использовании уравнений кинематических связей каждое из движений (продольное и боковое) описывается системой четырех дифференциальных уравнений. Система четырех уравнений продольного движения описывает два колебательных движения, развивающихся после прекращения воздействия на самолет внешнего возмущения (атмосферного воздействия, отклонения органа управления, изменения тяги двигателей и пр.). Одно из этих движений (называемое короткопериодическим) развивается быстро и имеет небольшой период (порядка 1...5 с), другое развивается сравнительно медленно и имеет существенно больший период (порядка нескольких десятков секунд). Это движение называют длиннопериодическим.
Решение системы уравнений бокового движения показывает, что у современных самолетов боковое движение, как правило, представляет собой сумму двух апериодических и одного колебательного движения.
Длиннопериодическое продольное движение легко парируется летчиком и не вызывает особого интереса. Апериодические боковые движения, из которых одно является быстро затухающим движением крена, а другое — достаточно медленно развивающимся «спиральным» движением, также не представляют особого интереса для исследования, так как не оказывают серьезного влияния на оценку летчиками управляемости самолета.
Другое дело — короткопериодическое продольное и колебательное боковое движения. Характер развития этих движений после действия внешних возмущений или отклонения рулей в решающей степени является критерием оценки летчиками устойчивости и управляемости самолета. Эти движения самым подробным образом исследуются в процессе проектирования самолета с тем, чтобы заранее разработать соответствующие мероприятия в случае, если параметры этих движений оказываются неудовлетворительными. На стадии проектирования самолета эти исследования проводятся с помощью ЭВМ (аналоговых и цифровых), решающих уравнения движения при варьировании проектных параметров.
Примеры изменения параметров полета в продольном короткопериодическом движении при внешнем воздействии (ветровой порыв) и при отклонении органа продольного уравнения показаны на рис. 18.4. Аналогичный вид имеют переходные процессы и в боковом колебательном движении. Поскольку параметры полета в этих движениях связываются дифференциальными уравнениями второго порядка, то характер переходных процессов целиком определяется коэффициентами при соответствующих производных рассматриваемых параметров. Так, затухание колебаний определяется коэффициентом при первой производной, а их частота ——коэффициентом при нулевой производной. Если в качестве примера рассмотреть изменение угла атаки в продольном короткопериоди-
4丿
Рнс. 18.4. Примеры изменения параметров полета в 'продольном коротко-перноднческом двнженнн:
а — реакция устойчивого по перегрузке самолета на восходящий порыв; 6 ——характер переходного процесса установления нового значения нормальной перегрузки после ступенчатого отклонения руля высоты и показатели продольной динамической устойчнвостн н управляемости； Т — период собственных короткоперноднческнх колебаний; /Ср— время срабатывания; Дп^за^— начальный заброс регулируемого параметра (в данном случае — перегрузки)； Дп^,уСТ —установившееся значение изменения регулируемого параметра; v ='关 ？относительный начальный заброс — перерегулирование;
^пу уст_
^ват
一 время затухания переходного процесса; «Зат — число периодов колебаний до
момента затухания
ческом движении, то демпфирование этих колебаний определяется коэффициентом
a 碎+喈
а частота — коэффициентом
(18.1)
N (m? + m®Vp)
乃
(18.2)
В этих выражениях 卩 относительная плотность самолета; m ——масса самолета; г| = ^^квадрат безразмерного радиуса инерции самолета относительно поперечной оси 07^ Iz — момент инерции самолета относительно той же оси.
Устойчивость самолета в короткопериодическом движении, т. е. затухание колебаний определяется условиями ^工 > 0 и % > 0.
- Условие 〃i > 0 всегда выполняется, так как невозможно создать самолет, не обладающий положительным демпфированием, ибо он имеет несущие поверхности (крыло, оперение и даже фюзеляж), вращение которых в воздушной среде создает некоторые дополнительные аэродинамические силы, моменты которых всегда будут препятствовать этому вращению. Другое дело, что на некоторых режимах полета, особенно на больших высотах при
M > 1, это демпфирование оказывается недостаточным для получения хороших отзывов летчиков о динамической устойчивости самолета, так как колебания самолета после возмущения доста二 точно долго не затухают.
Условие 〃2 > ° выполняется, если
ап = т^ + пСг! р, < 0.(18.3)
Коэффициент продольной статической устойчивости по перегрузке оп играет весьма существенную роль в формировании характеристик продольной устойчивости и управляемости, по которым оценивается возможность эксплуатации самолетов. Так, например, этот коэффициент определяет значения важнейших показателей продольной статической управляемости — расход рычага продольного управления на единицу нормальной перегрузки
2 Go〃 ^ш. в qS2 Go〃 ^ш. в qS(18.4)(18.4)
2 Go〃 ^ш. в qS
2 Go〃 ^ш. в qS
(18.4)
(18.4)
перегрузкиперегрузки(18.5)(18.5)и расход усилия на рычаге продольного управления на единицу
перегрузки
перегрузки
(18.5)
(18.5)
； Здесь ^ш< в = d6B/dxB — коэффициент кинематической передачи от рычага к органу продольного управления; Рв = dPJdxi — ! градиент нарастания усилия на рычаге продольного управления по его отклонению.
Из выражения (18.4) следует, что нулевой расход рычага продольного управления на единицу перегрузки будет иметь ме- сто при 0rt = 0, т.巳 при центровке хт, н = 元尸 —— т『1 卩. Она I называется нейтральной по перегрузке центровкой и обозначается 元т.『 Поскольку пилотирование при нулевом расходе рычага продольного управления на перегрузку оказывается невозможным, приходится ограничивать возможность смещения центровок назад до некоторого предела, называемого предельно задней Центровки, при которой обеспечиваются нормируемые минимально допусти- ! мые для данного класса самолетов величины | an |min и | 尤:"|mm 丨 (рис. 18.5).
Выполнение условия (18.3), а также получение необходимых характеристик управляемости, например (18.4) и (18.5), на самолетах с неавтоматизированными системами управления достигается при проектировании исключительно обеспечением соот- ； ветствующей степени продольной статической устойчивости по ； перегрузке т^ = хт —兄尸 в процессе компоновки и центровки самолета, поскольку значения члена ①号之/卩 у современных самолетов достаточно невелики (порядка —0,02...0,03 на небольших высотах, а с подъемом на большие высоты они уменьшаются до 491
ОО6А (САХ)6А (САХ)石石3k c/i/igamuauOHHbiS диапазон центровой3k c/i/igamuauOHHbiS диапазон центровойб)б)\нейтро/1ьноя центровка ФокусЗапас статической устойчивости (по пере» грузке) ~бп* MUHUMG/IbHb应 MQKCUMU/fbHb 山\нейтро/1ьноя центровка ФокусЗапас статической устойчивости (по пере» грузке) ~бп* MUHUMG/IbHb应 MQKCUMU/fbHb 山
О
О
6А (САХ)
6А (САХ)
石
石
3k c/i/igamuauOHHbiS диапазон центровой
3k c/i/igamuauOHHbiS диапазон центровой
б)
б)
\нейтро/1ьноя центровка Фокус
Запас статической устойчивости (по пере» грузке) ~бп
* MUHUMG/IbHb应 MQKCUMU/fbHb 山
\нейтро/1ьноя центровка Фокус
Запас статической устойчивости (по пере» грузке) ~бп
* MUHUMG/IbHb应 MQKCUMU/fbHb 山
Рис. 18.5. Характер зависимости расхода рычага продольного управления на единицу перегрузки от центровки самолета (а) и взаимное расположение центра масс (ц. м.), фокуса и нейтральной центровки у самолета, обладающего продольной статической устойчивостью по перегрузке (б):
%т. п. з — предельно задняя центровка; %丁 口 口 — предельно передняя центровка; т；У = =^т 一 元尸；％ = ^т —戈т. н
пренебрежимо малых величин). Степень продольной статической устойчивости т} в значительной мере определяет и характер такого важного показателя продольной статической управляемости, как балансировочные отклонения рычага продольного управления по скорости и высоте полета, получаемые из известного уравнения продольной балансировки (团乞= 0):
V _ %о + т»су
Подводя итог изложенному выше, можно отметить, что характеристики продольной устойчивости и управляемости самолета определяются в основном следующими его характеристиками: mg/S,『z,若，优工mN
Характеризующая продольное демпфирование производная m；z = dmjdSz (где ①之= w2^a/^) складывается из частей, определяемых крылом, фюзеляжем, гондолами двигателей и горизонтальным оперением. Основную часть производной момента продольного демпфирования создает горизонтальное оперение; эту часть с учетом влияния фюзеляжа можно определять по приближенной формуле
о+ф - 1,2^ г. 0 -^^° • (18.7)
Относительная доля крыла в составе производной момента продольного демпфирования самолета быстро возрастает с ростом стреловидности крыла:
m累р — с；(力 + 風 tg а + С* tg2 心 一 £>*.(18.8)
У самолетов бесхвостой схемы весь момент продольного демпфирования создается крылом и фюзеляжем. Поэтому для получения достаточного демпфирования у самолетов такой схемы могут применяться только стреловидные (или треугольные) крылья.
Продольное демпфирование на дозвуковых скоростях заметно увеличивается вследствие запаздывания скоса потока в зоне горизонтального оперения. Это увеличение оценивается производной
，。黑 С:警， (18・9)
гце& = -^-^безразмерная скорость изменения угла атаки при вращении самолета.
Для дозвуковых самолетов с крыльями умеренной стреловидности величина производной т^ имеет значения порядка (0,4... …0,6)
Исследования бокового колебательного движения, которое отличается тесной взаимосвязью движений рыскания и крена, показывают, что, как уже отмечалось ранее (см. разд. 8.1.5), характер этого движения определяется в основном производными т?, 砧 и т〉，а также инерционно-массовыми хар актер истинами
182 ОСНОВНЫЕ ОСОБЕННОСТИ ХАРАКТЕРИСТИКУСТОЙЧИВОСТИ И УПРАВЛЯЕМОСТИ СОВРЕМЕННЫХСКОРОСТНЫХ САМОЛЕТОВ И МЕТОДЫ ИХ УЛУЧШЕНИЯ
Прежде чем рассматривать особенности этих характеристик, необходимо напомнить, что общей особенностью всех скоростных самолетов является резкое увеличение шарнирных моментов органов управления при сверхзвуковых скоростях, связанное как с ростом скоростного напора и перераспределением давлений по поверхности органов управления при превышении Мьр, так и
Рис. 18.6. Пример изменения коэффициента шарнирного момента рулевой поверхности по числам МРис. 18.6. Пример изменения коэффициента шарнирного момента рулевой поверхности по числам Мс увеличением размеров этих орга- | нов [см. выражение (17.3)1. Пример 1 изменения коэффициента шарнир- | ного момента тш по числам М по- j казан на рис. 18.6.:
Рис. 18.6. Пример изменения коэффициента шарнирного момента рулевой поверхности по числам М
Рис. 18.6. Пример изменения коэффициента шарнирного момента рулевой поверхности по числам М
Резкое возрастание шарнирных j моментов органов управления скоростных самолетов привело к существенному возрастанию мощностей, потребных для привода этих органов. Физические возможности летчиков оказались для этого недостаточными, и в проводку управления стали устанавливать гидравлические усили-
тели мощности управляющих сигналов—гидроусилители (бустеры). Первоначально гидроусилители устанавливали по так называемой обратимой схеме, при которой они помогали летчику, воспринимая часть шарнирного момента. Однако дальнейший рост скоростей полета и развитие конструкций гидроусилителей привели к повсеместному переходу на необратимую схему их установки, обладающую рядом бесспорных преимуществ и позволяющую решать ряд дополнительных задач помимо усиления мощности. Применение необратимой схемы установки гидроусилителей (т. е. переход от чисто механического к гидромеханическому приводу рулевых поверхностей) потребовало введения в систему управления самолета специальных загрузочных устройств для создания усилий на рычагах и восстановления «чувства управления».
Важнейшей особенностью сверхзвуковых самолетов является существенная зависимость продольной статической устойчивости по перегрузке от режима полета (рис* 18.7). При дозвуковых скоростях (особенно на малых высотах) коэффициент оп заметно убывает с ростом скорости вследствие упругих деформаций крыла. С ростом угла стреловидности и удлинения крыла это уменьшение ап проявляется все более заметно (абсолютная величина 。门 может уменьшаться на 0,06...0,08 при стреловидности крыла порядка % = 50...60°). Особенно значительным оказывается это уменьшение у самолетов с крыльями изменяемой геометрии вследствие их меньшей жесткости (уменьшение абсолютной величины ап может превышать 0,10). При превышении критического значения числа М коэффициент а^ начинает быстро расти вследствие перераспределения давлений по хордам профилей, приводящего к интенсивному смещению назад фокуса самолета. Это смещение происходит до значений чисел М. порядка 1,15...1,25. Смещение фокуса и соответствующее возрастание абсолютной величины а^ в зависимости от параметров крыла может достигать значений (0,15...0,25).У самолетов с изменяемой геометрией крыла смещение фокуса при изменении угла стреловидности может быть существенно больше.
6n
Вл& 页н&е перераспределения давлений при М>М^ (сдвиг фокуса назад)Вл& 页н&е перераспределения давлений при М>М^ (сдвиг фокуса назад)Влияние упругости крыла(сдвиг фокуса вперед)斤〃 больших высотах.
Вл& 页н&е перераспределения давлений при М>М^ (сдвиг фокуса назад)
Вл& 页н&е перераспределения давлений при М>М^ (сдвиг фокуса назад)
на малых высотах
ОО仃北=门2? + 团；2/|1; малые высоты； — — — большие высоты (на рисунке даныотрицательные значения <?〃)
О
О
Хп/FХп/F"”"”Неустойчивость^ 叩" m(7Неустойчивость^ 叩" m(7Рис. 18.8. Конструктивные мероприятия по уменьшению продольной стати - ческой устойчивости по перегрузке на сверхзвуковых скоростях:Рис. 18.8. Конструктивные мероприятия по уменьшению продольной стати - ческой устойчивости по перегрузке на сверхзвуковых скоростях:厶。厶。00i_7,。i_7,。44上6翼加 перекачки上6翼加 перекачкиПерекачка ^топлиВа назад(лхТ)Перекачка ^топлиВа назад(лхТ)VVа ——аэродннамнческне средства сдвига фокуса вперед; 6 — перемещение центра масспри перекачке топлива назад； / —— применение передних наплывов в корневой частиКрыла; 2 ——выдвижение в поток носового дестабилизатора (или уборка хвостового го-ризонтального оперения)а ——аэродннамнческне средства сдвига фокуса вперед; 6 — перемещение центра масспри перекачке топлива назад； / —— применение передних наплывов в корневой частиКрыла; 2 ——выдвижение в поток носового дестабилизатора (или уборка хвостового го-ризонтального оперения)Ранее уже отмечалось, что резкое увеличение продольной статической устойчивости по перегрузке при переходе на сверхзвуковые скорости приводит к ухудшению маневренности и увеличению потерь качества на балансировку. Поэтому при проектировании сверхзвуковых самолетов, помимо перехода на продольное управление цельноповоротным стабилизатором, о чем уже говорилось ранее (см. гл. 17), как правило, используются какие-либо средства для уменьшения роста устойчивости (рис. 18.8). Поскольку степень продольной устойчивости определяется разностью хт —— 无f, эти средства должны воздействовать на положение фокуса самолета (сдвигать его вперед при М > 1) или положение центра масс (сдвигать его назад при М > 1). К первым (рис. 18.8, а) относится использование передних наплывов в корневой части_крыла
Хп/F
Хп/F
"”
"”
Неустойчивость^ 叩" m(7
Неустойчивость^ 叩" m(7
Рис. 18.8. Конструктивные мероприятия по уменьшению продольной стати - ческой устойчивости по перегрузке на сверхзвуковых скоростях:
Рис. 18.8. Конструктивные мероприятия по уменьшению продольной стати - ческой устойчивости по перегрузке на сверхзвуковых скоростях:
厶。
厶。
0
0
i_
7,。
i_
7,。
4
4
上6翼加 перекачки
上6翼加 перекачки
Перекачка ^топлиВа назад(лхТ)
Перекачка ^топлиВа назад(лхТ)
V
V
а ——аэродннамнческне средства сдвига фокуса вперед; 6 — перемещение центра масспри перекачке топлива назад； / —— применение передних наплывов в корневой частиКрыла; 2 ——выдвижение в поток носового дестабилизатора (или уборка хвостового го-ризонтального оперения)
а ——аэродннамнческне средства сдвига фокуса вперед; 6 — перемещение центра масспри перекачке топлива назад； / —— применение передних наплывов в корневой частиКрыла; 2 ——выдвижение в поток носового дестабилизатора (или уборка хвостового го-ризонтального оперения)
Рис. 18.9. «ложки»Рис. 18.9. «ложки»Возникновение на балансироВозникновение на балансиро(как, например, на самолетах Ту-144, «Конкорд», F-16, F-18, YF-12A и др.) и выдвижного «дестабилизатора» в носовой части фюзеляжа (как, например, на самолете F-14A «Томкат»).
Рис. 18.9. «ложки»
Рис. 18.9. «ложки»
Возникновение на балансиро
Возникновение на балансиро
вочной кривой %в = f (М)в околозвуковом диапазонескоростей и ее исправлениес помощью автомата балан-сировки или АБСУ:Дбв = f (М, ") — рассогласова-ние, вводимое автоматом ба-лансировки или АБСУвочной кривой %в = f (М)в околозвуковом диапазонескоростей и ее исправлениес помощью автомата балан-сировки или АБСУ:Дбв = f (М, ") — рассогласова-ние, вводимое автоматом ба-лансировки или АБСУСредством перемещения назад центра масс самолета при переходе к сверхзвуковой скорости полета является используемая практически на всех сверхзвуковых самолетах с большой дальностью полета перекачка топлива из центральных в специальные балансировочные баки, расположенные в хвостовой части самолета. Необходимо обратить внимание на тот факт, что при применении перекачки топлива в хвостовые балансировочные баки, последние должны быть оборудованы системой аварийного слива, так как в случае отказа системы обратной перекачки при торможении до дозвуковой скорости самолет может оказаться неустойчивым (см. рис. 18.8, б).
вочной кривой %в = f (М)в околозвуковом диапазонескоростей и ее исправлениес помощью автомата балан-сировки или АБСУ:
Дбв = f (М, ") — рассогласова-ние, вводимое автоматом ба-лансировки или АБСУ
вочной кривой %в = f (М)в околозвуковом диапазонескоростей и ее исправлениес помощью автомата балан-сировки или АБСУ:
Дбв = f (М, ") — рассогласова-ние, вводимое автоматом ба-лансировки или АБСУ
б. следствием интенсивного смещения назад фокуса самолета в околозвуковом диапазоне скоростей является околозвуковая неустойчивость по скорости, проявляющаяся в «затягивании в пикирование» при разгоне до сверхзвуковой скорости и в стремлении самолета к самопроизвольному увеличению перегрузки («заброс по перегрузке») при торможении от сверхзвуковой до дозвуковой скорости. Околозвуковая неустойчивость по скорости иллюстрируется изменением положительного градиента наклона балансировочной кривой %в = f (М) на отрицательный в околозвуковом диапазоне скоростей, т. е. появлением так называемой «ложки» на балансировочной кривой (рис. 18.9). В зоне околозвуковой неустойчивости по скорости движения рычага продольного управления для балансировки при изменениях скорости изменяются на обратные: «на себя» — при разгоне (вместо обычных —《от себя») и «от себя» ― при торможении (вместо обычных — «на себя») .
На некоторых сверхзвуковых самолетах первых поколений этот недостаток управляемости устранялся установкой в систему управления так называемого автомата балансировки, вводившего рассогласование между положениями рычага и органа продоль-
ного управления в некотором диапазоне чисел М, в котором проявилась околозвуковая неустойчивость по скорости (обычно в диапазоне Mq 0,9...1,2). При этом обеспечивался неизменный характер движения рычага при управлении по скорости, в то время как орган продольного управления отклонялся по закону «кривой с ложкой». На современных сверхзвуковых самолетах околозвуковая неустойчивость по скорости проявляется менее заметно вследствие «сглаживания» интенсивности роста устойчивости другими средствами, о которых говорилось выше. В случае же необходимости управляемость по скорости улучшается введением соответствующих законов управления [типа Дбв = / (М, Н) ] в автоматическую бортовую систему управления (АБСУ).
Четвертая особенность ——потеря продольной статической устойчивости по перегрузке при выходе на углы атаки порядка 12...15° — была достаточно подробно рассмотрена в гл. 17 (см. рис. 17,8). Здесь необходимо только добавить, что для повышения безопасности полета выход на такие углы атаки в нормальной эксплуатации предупреждается соответствующими указаниями инструкций, средствами сигнализации (звуковой, световой, тряской рычага продольного управления), а также специальными автоматическими устройствами (системы ограничения предельных режимов ——ОПР), ограничивающими движения рычага «на себя» или даже принудительно отклоняющими его вперед для ухода от опасного режима («толкатели»). Системы ОПР, как правило, обеспечивают и соответствующую индикацию на приборной доске летчика, показывающую, какие запасы по перегрузке, а также по углам скольжения и атаки имеются на данном режиме полета. На самолетах последних поколений предупреждение попадания на опасные режимы является одной из задач, решаемых АБСУ.
При наличии систем искусственного обеспечения продольной ^остойчивости располагаемый диапазон углов атаки может существенно расширяться и, следовательно, расширяются маневренные возможности самолета на тех режимах полета, где они ограничивались несущими свойствами крыла. Так, например, максимальное эксплуатационное значение угла атаки у самолета F-16 составляет 30°, при достижении которого стабилизатор автоматически отклоняется носком вверх для создания момента на пикирование и увода самолета от опасного режима. На самолете F-18 нормальные характеристики управляемости и работы воздухозаборников обеспечиваются, по сообщениям зарубежной печати, до а = 60°.
Общей «болезнью» всех скоростных самолетов является ухудшение демпфирования собственных колебаний относительно всех трех осей самолета. Это связано как со свойственным всем скоростным самолетам уменьшением производных 成 и 展(особенно при М > 1 — см. рис. 18.10, q), в значительной мере определяющих величины характеризующих демпфирующие свойства самолета вращательных производных 优%, m；“ и m? [см.,
Рнс. 18.10. Характер изменения по числам М производных с，и £ сверхзвукового самолета в сравнении с нескоростным самолетом (а), вращательных производных /п^г и т^(б), а также переходных процессов установления нового значения перегрузки при одинаковом отклонении органа продольного управления без демпфера и с демпфером продольных колебаний при дозвуковых и сверхзвуковых скоростях(6)
например, выражения (18.7) и (18.8) ], так и с характерными для скоростных самолетов полетами на больших высотах, где мала плотность воздуха. Ухудшение демпфирования собственных колебаний приводит к большим начальным забросам регулируемых параметров полета при отклонениях рулевых поверхностей и долго незатухающим колебаниям самолета, затрудняющим точное пилотирование (см. рис. 18.10, 8). В продольном канале управления ухудшение демпфирования сопровождается на сверхзвуковых скоростях существенным ростом частоты этих колебаний, связанным с увеличением статической устойчивости. Математически эти явления иллюстрируются уменьшением определяющего затухание колебаний коэффициента 仪工[см. формулу (18.1)] и увеличением определяющего частоту колебаний коэффициента & [см. формулу (18.2)} при первой и нулевой производных в уравнении короткопериодического движения. Поскольку частота собственных колебаний даже тяжелых современных сверхзвуковых самолетов в продольном канале может приближаться к 1 Гц, а в поперечном даже превышать это значение, то вследствие наличия запаздывания и инерционности летчика создаются реальные предпосылки к раскачке им самолета. Практика подтверждает это, так как в реальных условиях пилотирования на этих режимах полета летчики не справляются с задачей парирования колебаний самолетов и начинают их «раскачивать».
Конечно, при проектировании самолета можно было бы поставить задачу получения необходимых значений вращательных производных с- помощью увеличения площадей и относительных плеч демпфирующих поверхностей, в основном оперения ——см., например, выражения (18.7) для производной m^z. Однако это потребовало бы непомерного увеличения Лг. о и Лв. 0, что, с одной стороны, повлекло бы за собой значительное утяжеление конструкции,
а с другой стороны, могло бы вызвать трудности обеспечения приемлемых характеристик управляемости на других режимах полета (на малых высотах), где эти поверхности оказались бы чрезмерно эффективными. Последнее создавало бы предпосылки для потери устойчивости контура управления и раскачки самолета летчиком, но уже на данных режимах полета.
Поэтому с момента появления первых серийных сверхзвуковых самолетов обеспечение необходимой степени демпфирования их колебаний возлагается на устанавливаемые в систему управления специальные автоматические устройства — демпферы, работающие параллельно с летчиками и независимо от них (см. рис. 18.10, в). Принцип действия демпфера колебаний самолета основан на замере угловой скорости вращения самолета и отклонении соответствующего органа управления против этого вращения. Исполнительные механизмы демпферов на скоростных самолетах первых поколений выполнялись в виде электрических раздвижных тяг (см. поз. 14 и 19 на рис. 18.20). На новых самолетах эти механизмы выполняют в виде многократно резервированных электро- гидравлических агрегатов, входящих в комплект АБСУ.
В зависимости от того, относительно какой из осей самолета демпфер должен гасить его колебания, различают демпферы тангажа, крена и рыскания. Устройство их совершенно одинаково, а отличаются они только установкой своих чувствительных элементов ——гироскопов.
Простейшими законами работы демпферов являются отклонения рулевых поверхностей пропорционально соответствующим угловым скоростям вращения самолета:
(Дбв)д. т = ^©г<ог — для демпфера тангажа;(18.10)
(Д8э)д. к k&xa)x — для демпфера крена；(18.11)
(А8н)д・ р =々ЗуСОу——для демпфера рыскания.(18.12)
В этих выражениях 々％,々①尤，々小一передаточные числа демпферов, определяющие, на сколько градусов отклоняется рулевая поверхность самолета на 1 гр аду с/с угловой скорости вращения самолета (размерность передаточных чисел [с]). При работе демпферов по таким законам прирост определяющих демпфе- рование вращательных производных определяется выражениями:
(Am：z)K т =/в^%_^_；(18.13)
(Ат*)д.к = 毕；(18.14)
(Дт^)др = тХ^.(18.15)
Приращение производной /и? при работе демпфера тангажа по закону (18.10) приводит к соответствующему приращению коэф- 499
0@
Рис. 18.11. Примеры изменения характеристик продольной статической управляемости при работе демпфера тангажа по закону (Д6в)д. т =左⑴乞①笳 а ——изменение нейтральной центровки по перегрузке на различных режимах полета; б — прирост показателя х；д； штриховкой показано ограничение прироста максимально возможным ходом штока раздвижной тяги
фициента ип и определяемых им показателей управляемости. Так изменение нейтральной центровки по перегрузке (рис. 18.11, а) определяется выражением
， 一 統 m^pSV
(А无т. н)д.т= 2m ， (18.16)
а изменение расхода рычага продольного управления на единицу нормальной перегрузки (см. рис. 18.11, 6) выражением
(А"%—-』今 57,3. (18.⑺
Следствием приращения абсолютной величины производной ^z2 (^22 V 0) ПРИ Работе демпфера тангажа является также увеличение определяющего затухания колебаний коэффициента 口工 [выражение (18.1)
Аналогичные приращения при работе демпферов по приведенным выше законам получают и показатели боковой устойчивости и управляемости. Свойство демпферов увеличивать расходы рычагов управления при маневрах может быть использовано на тех режимах полета, на которых эти расходы становятся недопустимо малыми (большие дозвуковые скорости на малых высотах).
Для всех самолетов свойственно уменьшение расхода органа и соответственно рычага продольного управления на единицу перегрузки с ростом скорости полета [см. выражение (18.4)], где значение су^ п изменяется обратно пропорционально квадрату скорости. Однако на самолетах с безбустерной системой управления это уменьшение потребных для совершения маневров отклонений рулей высоты и рычагов продольного управления сопровождалось ростом шарнирных моментов рулей пропорционально квадрату скорости [см. выражение (17.3)]. Составляющая шар- 500
一戶/ даН/единица перегрузки一戶/ даН/единица перегрузкиРис. 18.12. Примеры изменения по числам М и высотам показателя Р；д у самолетов с безбустерной (Ту-104 н Ту-134) и необратимой бустерной системами управления с простым пружинным загружателем (без демпфера и с демпфером тангажа):— Ту-134;Ту-104; —・—сверхзвуковой самолет с необратимой бустерной системой управления стабилизатором и демпфером таигажа; — • • — то же беэ демпфераРис. 18.12. Примеры изменения по числам М и высотам показателя Р；д у самолетов с безбустерной (Ту-104 н Ту-134) и необратимой бустерной системами управления с простым пружинным загружателем (без демпфера и с демпфером тангажа):— Ту-134;Ту-104; —・—сверхзвуковой самолет с необратимой бустерной системой управления стабилизатором и демпфером таигажа; — • • — то же беэ демпфера
一戶/ даН/единица перегрузки
一戶/ даН/единица перегрузки
Рис. 18.12. Примеры изменения по числам М и высотам показателя Р；д у самолетов с безбустерной (Ту-104 н Ту-134) и необратимой бустерной системами управления с простым пружинным загружателем (без демпфера и с демпфером тангажа):
— Ту-134;Ту-104; —・—сверх
звуковой самолет с необратимой бустерной системой управления стабилизатором и демпфером таигажа; — • • — то же беэ демпфера
Рис. 18.12. Примеры изменения по числам М и высотам показателя Р；д у самолетов с безбустерной (Ту-104 н Ту-134) и необратимой бустерной системами управления с простым пружинным загружателем (без демпфера и с демпфером тангажа):
— Ту-134;Ту-104; —・—сверх
звуковой самолет с необратимой бустерной системой управления стабилизатором и демпфером таигажа; — • • — то же беэ демпфера
нирного момента на руле высоты, определявшая приращение усилия на рычаге продольного управления при его отклонении для совершения маневров с одинаковой перегрузкой(m^^nySp х方р 曾)，оставалась примерно постоянной на всех режимах полета, так как в этом выражении согласно (18.4) 8；д =耳/% не ^i— на дозвуковых скоростях примерно постоянный коэффициент. Следовательно, на самолетах с безбустерными системами управления независимо от режима полета сохранялся примерно постоянным более важный показатель
продольной управляемости ——расход усилия на единицу перегрузки Р? (рис. 18.12)
Другими словами, при безбустерной системе продольного управления в выражении (18.5) для показателя Р：д градиент
нарастания усилия по отклонению рычага продольного управления увеличивался пропорционально скоростному напору 儲=左洞 (где 々2 ——также примерно постоянный коэффициент).
С переходом на необратимые бустерные системы управления с первоначальным применением простейших пружинных загружа- телей рычагов управления с постоянной характеристикой градиент Р： становился постоянным (независимо от режима полета), а характер изменения показателя %；у оставался прежним. Это определяло непривычное для летчиков быстрое уменьшение расходов усилий на единицу перегрузки 尸〉с ростом скоростного напора (приборной скорости). На режимах полета с большими скоростными напорами в дозвуковой зоне величины характеристик управляемости 召 и Р：“ значительно уменьшались и попадали в зону наибольших ошибок управления (см. рис. 18.2). Это положение усугублялось еще и тем, что в продольном управлении для повышения маневренности на сверхзвуковых скоростях на больших
* Некоторое увеличение этого показателя управляемости с ростом скорости у самолетов с безбустерной системой управления объясняется влиянием упругих деформаций конструкции, а также началом влияния сжимаемости.
высотах уже стали применять цельноповоротный стабилизатор, эффективность которого на больших дозвуковых скоростях, особенно на малых высотах (режимы предельных приборных скоростей), оказывалась чрезмерно высокой. Значения показателя управляемости х；д в этих условиях снижались до величин порядка 2...3 мм (становились соизмеримы с люфтом в проводка управления). В ссответс.вии с (18.5) chi жались и значения показателя Р：д. Это создавало реаль?ые предпосылки для потери устойчивости контура управления , которые и оказывались нередкими е практике испытаний и доводка первых сверхзвуковых самолетов.
Рассмотрение выражений (18.3), (18.4) и (18.5) подсказывает технические пути повышения значений показателей %；“ и Р：и, т. е. снижения коэффициента усиления системы летчик—самолет для обеспечения устойчивости контура управления. Даже ье увеличивая степени продольной статической устойчивости 吟, увеличение показ аз еля 电 можно обеспечить тремя способами:
уменьшением коэффициента передачи от рычага продольного управление к рулю высоты (или стабилизатору) ^,1КВ；
уменьшением эффективности органа продольного управления /и?；
увеличением продольного демпфирования 加).
Значения показателя 尸：乡 помимо перечисленных выше трех способов могут приводиться к необходимому уровню увеличением градиента загрузки 冗.
Все эти способы широко используются в современном самолетостроении и находят свое техническое воплощение:
——в регулировании передаточных чисел k^tB по режимам полета (с уменьшением их на большех п{ иборных скоростях);
— в применении продольного управления комбинированного типа, при котором в качестве органа продольного управления на отних режимах (М < 1) используется руль высоты, а на других (М > 1)—— управляемый стабилизатор;
——в повышении демпфирования самолета m；z с помощью установки демпферов тангажа;
—— в применении регулирования градиента загрузки 尸之 по режимам полета.
В каждом конкретном случае в загисимости от типа самолета, его характеристик и предъявляемых требований применяется тот или другой способ или их комбинации.
Своеобразие характеристик боковой устойчивости и управляемости современ* ных самолетов связано с особенностями их произвол- ных п^, т^, т：д и инерцион- но-массовых характеристик.
Поперечная статическая устойчивость /и? существенно зависит от угла атаки и чисел М полета. Для самолетов со стреловидными и треугольными крыльями характерно чрезмерное увеличение абсолютной величины 歷 при увеличении углов атаки даже до значений порядка 12…15° (рис. 18.13, а). Поскольку эта производная характеризует величину момента крена, возникающего при появлении скольжения, то чрезмерное ее увеличение приводит к слишком энергичным кренениям при возникновении даже небольшого скольжения, например, вызванного боковым порывом ветра (в летной практике известны даже случаи, когда самолеты с такими характеристиками при боковом порыве или одностороннем отказе двигателя переворачи-
Рис. 18.13. Характер изменения поперечной статической устойчивости самолетов различных типов:а — по углам атаки; б — по числам М полета; / — допустимые пределы изменения т, по динамике бокового движения； // — зона обратной реакции по крену иа скольжение; /// — слишком большая ^поперечная устойчивость； IV — поперечная неустойчивость; У — возможное увеличение 仪口亚耳 прн использовании автоматики; VI 一 зона околозвуковой обратной реакции по крену на скольжение сверхзвукового самолета; Р〃一 сверхзвуковая зона; VIII — малые углы атаки; /X — большие углы атаки; иа рис. 18.13, б штриховкой условно показаны значения trfi, выше которых появляется обрат-иая реакция по крену на скольжениеРис. 18.13. Характер изменения поперечной статической устойчивости самолетов различных типов:а — по углам атаки; б — по числам М полета; / — допустимые пределы изменения т, по динамике бокового движения； // — зона обратной реакции по крену иа скольжение; /// — слишком большая ^поперечная устойчивость； IV — поперечная неустойчивость; У — возможное увеличение 仪口亚耳 прн использовании автоматики; VI 一 зона околозвуковой обратной реакции по крену на скольжение сверхзвукового самолета; Р〃一 сверхзвуковая зона; VIII — малые углы атаки; /X — большие углы атаки; иа рис. 18.13, б штриховкой условно показаны значения trfi, выше которых появляется обрат-иая реакция по крену на скольжениевались на «спину» прежде, 。 … чем летчик успевал принять меры противодействия). Следствием чрезмерной поперечной устойчивости оказывается также явление зависания по крену — замедленный выход из крена после отклонения элеронов на ею устранение, свидетельствующий о недостаточной эффективности элеронов при большой поперечной устой
Рис. 18.13. Характер изменения поперечной статической устойчивости самолетов различных типов:
а — по углам атаки; б — по числам М полета; / — допустимые пределы изменения т, по динамике бокового движения； // — зона обратной реакции по крену иа скольжение; /// — слишком большая ^поперечная устойчивость； IV — поперечная неустойчивость; У — возможное увеличение 仪口亚耳 прн использовании автоматики; VI 一 зона околозвуковой обратной реакции по крену на скольжение сверхзвукового самолета; Р〃一 сверхзвуковая зона; VIII — малые углы атаки; /X — большие углы атаки; иа рис. 18.13, б штриховкой условно показаны значения trfi, выше которых появляется обрат-
иая реакция по крену на скольжение
Рис. 18.13. Характер изменения поперечной статической устойчивости самолетов различных типов:
а — по углам атаки; б — по числам М полета; / — допустимые пределы изменения т, по динамике бокового движения； // — зона обратной реакции по крену иа скольжение; /// — слишком большая ^поперечная устойчивость； IV — поперечная неустойчивость; У — возможное увеличение 仪口亚耳 прн использовании автоматики; VI 一 зона околозвуковой обратной реакции по крену на скольжение сверхзвукового самолета; Р〃一 сверхзвуковая зона; VIII — малые углы атаки; /X — большие углы атаки; иа рис. 18.13, б штриховкой условно показаны значения trfi, выше которых появляется обрат-
иая реакция по крену на скольжение
чивости.ckCECV
Ранее уже отмечалось, что на первых скоростных самолетах со стреловидными и треугольными крыльями для уменьшения тх на больших углах атаки опускали концы крыла вниз, т. е. применяли отрицательное поперечное V крыла. Однако эта мера приводила к некоторым конструктивным усложнениям и увеличению массы конструкции, а также к появлению обратной реакции по
503
крену на отклонение руля направления («дачу ноги») на режимах полета с небольшими углами атаки, соответствующими большим приборным скоростям. Недостатки динамики бокового движения на больших углах атаки (интенсивные кренения с крыла на крыло— «забросы по крену») при повышенных значениях /и? и наступление обратной реакции по крену на скольжение при пониженных значениях этой производной заставляли ограничивать как максимальные, так и минимальные скорости полета самолета, снижая эксплуатационный диапазон скоростей.
В настоящее время, если специальная профилировка крыла не дает заметного улучшения поперечной устойчивости, приемлемые характеристики боковой управляемости получают введением в систему управления специальных автоматических устройств (демпферов крена и рыскания, автоматов боковой устойчивости и др.). Законы работы этих автоматических устройств могут быть самыми разнообразными. Например, могут отклоняться элероны пропорционально углу скольжения (储 — 屈0) или руль направления — пропорционально угловой скорости крена (6И = 汽①芯①％). Так, например, на самолете Ту-134 демпфер рыскания при выпу- щенных закрылках имеет закон работы (А6н)Дф р = 瓦“ 帀工】 % + + Rs wx, в котором второй член компенсирует повышенную устойчивость, увеличивая эффективность поперечного управления, а фильтр Тр устраняет влияние демпфера на перемещения педалей при установившихся разворотах.
Законы работы автоматических средств улучшения характеристик боковой устойчивости и управляемости выбирают на стадии проектирования самолета исходя из его собственных характеристик и предъявляемых требований. Одним из этих требований является ограничение скорости нарастания крена при скольжении или отказе двигателя с одной стороны, задаваемое предельно допустимым углом крена за время запаздывания ответной реакции летчика (обычно принимается 5 с).
Простейшим и самым распространенным из таких автоматических устройств является демпфер рыскания. Парируя возникающую угловую скорость рыскания, демпфер препятствует развитию больших углов скольжения, следствием которых и является появление чрезмерного кренящего момента поперечной статической устойчивости /ИхР，Автоматизация системы управления в данном случае позволяет использовать большие значения углов атаки, т. е. снизить минимальные скорости, следовательно, не только расширить диапазон скоростей, но и сократить потребную длину взлетно-посадочной полосы из-за уменьшения скоростей взлета и захода на посадку.
Околозвуковое и сверхзвуковое уменьшение 咸 (см. рис. 18.13, б), которое приводило к появлению обратной реакции 504
самолета по крену на скольжение и нередко заставляло вводить ограничения по максимально допустимой скорости полета, в настоящее время также компенсируется автоматическими . средствами.
Характерной особенностью всех сверхзвуковых самолетов являются значительные трудности обеспечения путевой устойчивости (т^ < 0 — см. рис. 18.14). Причины этого уже рассматривались ранее. Особые затруднения в обеспечении приемлемых характеристик боковой устойчивости и управляемости возникают на режимах полета со сверхзвуковыми скоростями на больших высотах. Для полета на этих режимах вследствие сильной разреженности атмосферы даже при сверхзвуковых скоростях приходится использовать сравнительно большие углы атаки. Такие параметры полета приводят к самому неблагоприятному сочетанию большой поперечной устойчивости с недостаточной путевой, которое при характерном для сверхзвуковых самолетов соотношении 1УИХ > 10, связанном с большой «вытянутостью» их по продольной оси, определяет значения показателя 乂 на этих режимах порядка 10...15 при оптимальном значении 1,0...2,0. Большие значения показателя 乂 свидетельствуют о существенном превышении интенсивности развития движения крена по отношению к движению рыскания. Самолет интенсивно переваливается с крыла на крыло, а попытки летчика парировать эти «переваливания», как правило, приводят к прогрессирующей раскачке.
Обеспечение путевой устойчивости сверхзвуковых самолетов в настоящее время ведется как классическими методами выбора
изменения путевой устойчивости сверх-изменения путевой устойчивости сверх-Рис. 18.14 Типичный характерРис. 18.14 Типичный характерзвукового самолета по числам М (а) и пример изменения ее по углам атаки для различных чисел М при однокилевой и двухкилевой схемах вертикального оперения (б):штриховкой показано предельное (по путевой устойчивости) значение числа М; | т/ |д0П«» минимально допустимый предел уменьшения | wig |звукового самолета по числам М (а) и пример изменения ее по углам атаки для различных чисел М при однокилевой и двухкилевой схемах вертикального оперения (б):штриховкой показано предельное (по путевой устойчивости) значение числа М; | т/ |д0П«» минимально допустимый предел уменьшения | wig |
изменения путевой устойчивости сверх-
изменения путевой устойчивости сверх-
Рис. 18.14 Типичный характер
Рис. 18.14 Типичный характер
звукового самолета по числам М (а) и пример изменения ее по углам атаки для различных чисел М при однокилевой и двухкилевой схемах вертикального оперения (б):
штриховкой показано предельное (по путевой устойчивости) значение числа М; | т/ |д0П«» минимально допустимый предел уменьшения | wig |
звукового самолета по числам М (а) и пример изменения ее по углам атаки для различных чисел М при однокилевой и двухкилевой схемах вертикального оперения (б):
штриховкой показано предельное (по путевой устойчивости) значение числа М; | т/ |д0П«» минимально допустимый предел уменьшения | wig |
параметров вертикального оперения, так и использованием специальных автоматических устройств. Необходимость балансировки самолета в полёте при одностороннем отказе двигателя, а также при взлетах и посадках при боковом ветре (также с учетам возможности отказа двигателя) заставляет значительно увеличивать число и общую площадь стабилизирующих вертикальных поверхностей оперения сверхзвуковых* самолетов (например, на самолете YF-12A, рассчитанном на полет на высотах до 30 км с числами М = 3, число вертикальных поверхностей в хвостовой части самолета доведено до пяти. Выбор числа, размеров, формы и размещения этих поверхностей представляет достаточно сложную задачу для каждого конкретного самолета (см., например, рис. 10.7).
Искусственное повышение путевой устойчивости может обеспечиваться автоматическими средствами, отклоняющими руль направления, например, по закону (А6н)апу =麻§• В этом случае увеличение степени путевой статической устойчивости определяется выражением (А/п^)апу = k^m^1. Однако условия обеспечения устойчивости контура автомат—самолет, как и в случае применения демпферов, не позволяют беспредельно увеличивать передаточные числа быстродействующих автоматических систем стабилизации и повышения устойчивости. В таких системах, как правило, определяющими являются характеристики гидропривода (бустера). Поэтому значительное повышение путевой устойчивости или демпфирования колебаний рыскания на больших сверхзвуковых скоростях может быть достигнуто увеличением эффективности путевого управления (/и*) путем перехода на цельноповоротные вертикальные поверхности (как это применяется, например, на самолетах YF-12A и SR-71).
Одной из особенностей характеристик поперечной управляемости скоростных самолетов является заметное снижение эффективности поперечного управления на больших скоростях полета. Это явление, довольно часто неточно называемое реверсом элеронов, вызывается упругими деформациями изгиба н：кручения крыла при отклонениях элеронов и проявляется, как правило, все более заметно с ростом удлинения и стреловидности и с уменьшением относительной толщины крыльев (см. рис. 14.11). На крыльях изменяемой геометрии элероны практически не применяются, поскольку критическая скорость их реверса была бы очень низкой из-за пониженной жесткости таких крыльев. Поперечное управление у таких самолетов осуществляется, как правило, комбинацией интерцепторов и дифференциально отклоняемых плоскостей стабилизатора.
Однако применение дифференциального отклонения правой и левой половин стабилизатора породило новую «болезнь» боковой управляемости — занос носа самолета в сторону, противоположную кренению при развороте. Это вызывается моментом рыска-
ния, возникающим из-за несимметричного изменения давлений с разных сторон вертикального оперения при отклонениях правой и левой половин стабилизатора в разные стороны. Аналогичная «болезнь» наблюдалась у ряда самолетов бесхвостой схемы при отклонении элевонов в разные стороны для управления по крену.
Для повышения эффективности поперечного управления на современных самолетах помимо дифференциального отклонения плоскостей стабилизатора применяют интерцепторы (рис. 18.15), элероны-закрылки, корневые элероны, отклоняемые носки крыла и пр. А чтобы слишком развитые органы поперечного управления не уменьшали эффективность взлетно-посадочной механизации крыла вследствие сокращения остающейся на ее долю длины задней кромки крыла, стали применять зависающие элероны (элероны-закрылки или флапероны).
Применение необратимых бустерных систем управления сказалось на изменении ряда характеристик и боковой управляемости. Так, изменение характера зависимости от скорости расхода усилия на единичную угловую скорость крена(PJ)у самолетов с необратимым бустерным управлением с пружинным загружа- телем, имеющим линейную характеристику, по сравнению с самолетами, имеющими безбу стер ное управление, показано на рис. 18.16. Хотя уменьшение этого показателя с ростом скорости у самолетов с бустерным управлением на больших скоростях несколько компенсируется влиянием упругих деформаций крыла, однако при высокой жесткости крыла (например, при треугольном крыле) могут появиться такие режимы полета, где этот показатель оказывается слишком малым, а скорость нарастания крена
Рис. 18.15 Пример изменения коэффициента момента креиа по углу отклонения элеронов и увеличение его при отклонении интерцепторов:Рис. 18.15 Пример изменения коэффициента момента креиа по углу отклонения элеронов и увеличение его при отклонении интерцепторов:отклонены элероны,唳＜отклонены элероны,唳＜0,0009—!~ градус0,0009—!~ градусотклонены элероны с интерцеп-отклонены элероны с интерцеп-
Рис. 18.15 Пример изменения коэффициента момента креиа по углу отклонения элеронов и увеличение его при отклонении интерцепторов:
Рис. 18.15 Пример изменения коэффициента момента креиа по углу отклонения элеронов и увеличение его при отклонении интерцепторов:
отклонены элероны,唳＜
отклонены элероны,唳＜
0,0009—!~ градус
0,0009—!~ градус
отклонены элероны с интерцеп-
отклонены элероны с интерцеп-
торами, m а = 0,0023 …хградус
Рис. 18.16. Изменение характера зависимости от скорости полета расходаусилий на единицу угловой скорости креиа с переходом иа необратимое бустер -иое управление:
без гидроусилителей;— 七 一с необратимым гидроусилителем
Рис. 18.17. Увеличение потребного для маневра отклонения рычага управления при применении нелинейной передачи в проводке управления к рулю: х — ход рычага управления; 6 — отклонение руля; линейная передача;нелинейная передача; 6110Tp 一 потреб- ное отклонение руля； ^потр> л( ^Потр,нл~ потребные отклонения рычага при линейной и нелинейной передачахРис. 18.17. Увеличение потребного для маневра отклонения рычага управления при применении нелинейной передачи в проводке управления к рулю: х — ход рычага управления; 6 — отклонение руля; линейная передача;нелинейная передача; 6110Tp 一 потреб- ное отклонение руля； ^потр> л( ^Потр,нл~ потребные отклонения рычага при линейной и нелинейной передачахдаже при небольшом отклонении рычага управления слишком высокой, 4тобы летчик мог справиться с правильным ее регулированием. Другими словами, аналогично рассмотренному ранее продольному управлению на некоторых режимах полета коэффициент усиления системы летчик ——самолет и в поперечном управлении становится слишком большим, в результате чего система теряет устойчивость. Начинается «раскачка» самолета в креновом движении. Методы борьбы с этим явлением аналогичны рассмотренным выше для продольного управления. Можно только добавить, что в ряде случаев (это зависит от кон- типа самолета) для уменьшения коэффициента усиления системы летчик ——самолет путем снижения эффективности поперечного управления может оказаться достаточным применение в проводке поперечного управления нелинейной кинематической передачи (рис. 18.17). Это достигается установкой в проводку специальных кинематических механизмов (см., например, поз. 25 на рис. 18.20), обеспечивающих существенное уменьшение выходного перемещения (к элеронам) при небольших смещениях рычага управления. Такие механизмы благодаря их простоте и высокой надежности довольно часто применяются и в других каналах управления (по тангажу и рысканию).
Рис. 18.17. Увеличение потребного для маневра отклонения рычага управления при применении нелинейной передачи в проводке управления к рулю: х — ход рычага управления; 6 — отклонение руля; линейная передача;
нелинейная передача; 6110Tp 一 потреб- ное отклонение руля； ^потр> л( ^Потр,нл~ потребные отклонения рычага при линейной и нелинейной передачах
Рис. 18.17. Увеличение потребного для маневра отклонения рычага управления при применении нелинейной передачи в проводке управления к рулю: х — ход рычага управления; 6 — отклонение руля; линейная передача;
нелинейная передача; 6110Tp 一 потреб- ное отклонение руля； ^потр> л( ^Потр,нл~ потребные отклонения рычага при линейной и нелинейной передачах
кретных характеристик данногокретных характеристик данногоСОСТАВ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ И ЗАДАЧИЕЕ ПРОЕКТИРОВАНИЯ
кретных характеристик данного
кретных характеристик данного
На самолетах, рассчитанных для полета с небольшими дозвуковыми скоростями, задачей системы управления является только обеспечение передачи управляющих сигналов от летчика (или автопилота) к органам управления. Эта задача выполняется посредством механической проводки от рычагов управления в кабине к рулям самолета, подобной показанной на рис. 18.18.
На скоростных самолетах задачи системы управления существенно усложняются, а ее состав в связи с этим значительно рас- 508
Рис. 18.18. Безбустерное управление рулями нескоростного самолета: а — принципиальная схема механического привода руля; б — пример компоновки проводки управления и органы управления легкого нескоростного самолета; / — рычаг управления рулем; ? — шт; рвальчик управления триммером; 3 — проводка управления рулем; 4 — качалка подключения рулевой машины (РМ) автопилота; 5—муфта отключения РМ от проводки} 6 — рулевая машина автопилота; 7 — руль; S—аэродинамический триммер; 9 т проводка управления триммером; /0 — тяги проводки управления элеронами； 11 — педали управления рулем направленна： /2 — элерон (правый); /3 — триммер элерона; 14 — ручка управления рулем высота и элеронами; 15 — руль высоты; 16 — киль； 17 — руль направления? /5 — триммер руля направления; 19 — триммер руля высоты； 20 — стабилизатор； 21 — тяги проводки управления рулем направления； 22 — тяги управления рулем высоты) 23 -* элерон (левый)
ширяется. Системы управления на этих самолетах решают следующие задачи：
передают управляющие сигналы от летчика к органам управления (режим пилотирования летчиком);
передают управляющие сигналы от исполнительных механизмов систем автоматического управления к органам управления;
обеспечивают необходимую мощность для отклонения органов управления;
обеспечивают статическую и динамическую устойчивость (стабилизацию);
формируют необходимые характеристики управляемости;
формируют управляющие сигналы для автоматического траекторного управления;
формируют сигналы на директорные приборы при режимах йолуавтоматического пилотирования;
обеспечивают повышение безопасности пилотирования летчиком путем соответствующей сигнализации и ограничения отклонения органов управления при подходе к предельно допустимым значениям параметров полета (V, М,几产,а, 0, у и др.).
На скоростных самолетах первых поколений эти задачи решались введением в систему управления целого ряда новых механических, гидравлических, электромеханических устройств и автоматических систем, каждая из которых решала какую-либо кон-
4
Рис. 18.19. Примерный состав систем управления сверхзвуковых самолетов первых поколений (а) и образование дополнительных связен и корректирующих контуров в контуре управления (б):
/ — рычаг управления; 2 — механизм автомата регулирования загрузки; 3 — загрузочный механизм; 4 — механизм трнммерного эффекта (МТЭ) с электроуправленнем； 5 ——механизм регулирования передаточного отношения от рычага управления к рулю, 6 — механизм нелинейной передачи; 1 — автомат балансировки нлн устойчивости； S — автоматическая система траекторного управления (СТУ) или автопилот (рулевая машина с муфтой подключения к проводке прн включении)； 9 — демпфер; 10 — двухкамерный гидроусилитель с гндроснстемамн питания; 11 — руль; 12 — ограничитель скорости перемещения рычага (может быть совмещен с «толкателем» системы ограничения предельных режимов ОПР)； 13 — ограничительный загружатель системы ОПР н его характеристика; 14 — механизм стопорения движения рычага системы ОПР; 15 — механизм тряски рычага нз системы ОПР; 16 — указатель текущих значений параметров полета н располагаемых запасов на маневры с системой световой снгиалнзацин
кретную задачу. Поэтому наряду с механической проводкой системы управления этих самолетов включали (рис. 18,19)：
—гидравлические усилители мощности — силовые приводы рулей (бустеры) и гидросистемы их питания;
—системы загрузки рычагов управления (при необратимом бустерном управлении);
—системы обеспечения необходимых характеристик статической и динамической устойчивости и управляемости (регуляторы передаточных чисел в проводке от рычагов управления к рулям, демпферы колебаний, автоматы устойчивости, автоматы скольжения, автоматы балансировки, автоматы тяги и др.);
—систему директорных приборов с вычислителями командных сигналов;
—систему автоматического пилотирования (автопилот или другие автоматические системы, выполняющие задачи автоматического поиска и наведения, автоматической посадки и др.);
—системы сигнализации и ограничения предельных режимов (ОПР).
На конкретном самолете могли быть установлены не все перечисленные выше системы. Вопрос о необходимости применения той или иной системы решался в процессе проектирования самолета и его системы управления в зависимости от характеристик самолета и его назначения. Пример размещения элементов механической проводки и исполнительных механизмов автоматических систем на легком маневренном самолете показан на рис. 18.20.
При установке в систему управления различных автоматических устройств (в законах работы которых используются текущие параметры полета), обеспечивающих решение перечисленных выше задач, контур управления (см. рис. 18.1, а) скоростных самолетов значительно усложняется вследствие возникновения в нем дополнительных корректирующих контуров (см. рис. 18.19, 6).
Работа этих корректирующих контуров и обеспечивает оптимальные характеристики управляемости, устойчивость всего контура управления на всех режимах полета, а также повышение безопасности полета.
Развитие электронной техники и разработка многоканальных приводов высокой надежности в последние годы создали техническую базу для замены многочисленных автоматических и полуавтоматических систем (с их датчиками, вычислителями и исполнительными механизмами) единой мощной, многократно резервированной автоматической бортовой системы управления (АБСУ), выполняющей все их функции. Исполнительный механизм АБСУ —— многократно резервированный (модульной конструкции) электро- гидравлический агрегат ——подключается дифференциально к проводке управления, заменяя многочисленные исполнительные механизмы старых систем (рис. 18.21). Безопасность полета при использовании таких приводов, которые для выполнения своих задач должны иметь возможность отклонять рулевые поверхности на
Рис. 18,21. Состав системы управления современного скоростного самолета:
/ — рычаг управления; 2 — загрузочный механизм; 3 — механизм триммериого эффекта (МТЭ); 4 一 механическая проводка; £ — дифференциальная суммирующая качалка;
6 — многоканальный привод АБСУ; 7— многокамерный рулевой гидропривод； 8 — ру・ левая поверхность； 9 — сигнал согласования положений рычага и руля («перекачка» с помощью МТЭ); 10 — директориые приборы и сигнализация
Уезабисиные комплекты
вннзу1aOJOHhaaQUOU NSHHBXQN «зк?ом&игам I Nz ЙНН9ВМ «оаоф^кйзафи Ms JKI 2<ошзи инхианнкамаа.! I 9Z〈HWBHOdalfG яя«шчшет&^ м я^йфай KOHkaHHITQH wgHHEXQN I g、^KSffi^5&Kras WQITAd H soaobraMs^sorabo KHHalrg-UA JKI QHmcHKIfgBdu *BH QwaoxHIfod I BN -SSK «ч»»ак^ ЕОКД§чоаЕ Ш Ifauuh xrqHhoIBRadau BHHQHaNEHWgHHBXaN — g、iKHHQygeduA OJOHqlTOROdu WEHHBXQW «зк^ога •AdJBS I z、-KS«W4»«&^ ojo工qlfoRodu енмаффе OJOHdQNNHdJ, wgHHBXQNi 7Z -flaobraMSR-Korabw BROgHdu qlralHIfHUAOd口hj I 0、-KS«raKU3a raaw^ •Ksw<《eJKI КВНЯСНЗ口8Bde 1 *7 -KHHQIfgBduEH qlrAd — 87 £HHaIT8EduNH KITAd BHOgHdu JsbK^KW&ssu I N7BHH801roiI KB8QdoIBSHITHg 1Л5 «22^я§ллс^и^^ -BdobBEHKHgBJ.。KHHamEdquo ——5т ^л^л^яли л-аф^сйй《EJKI кли^яяюймла* —中7 ^«айй^ Еоаф^-m ——si ieHodQlre йои IS& qlfalHIfHMOdRHJ 1 Z7 ИзамHWBHOdQIfe KHHGIfgBduK BMROgodu —二-0§ -H Qogalf н QogBduHNBHOdQIfe KHHQ1feduA HhBRSed к-фм^ 相l^HquBdlHon — 07 -«ШЧЯ5Д WEHHEXQN HlqHhogAdJE— 6 -HNBHOdalfe KHHQITgBduA BJII-OOHOSOaK XHHHOdoIUOU AXROgodu 8 KHHEHBUOU io IroxGh «звнкням I Z 「NodoIBgHIfHgBIJ KHHQIfnEduA bjki I 9 -K««WR-oraaEra« wwAd KSKOR-nraaK^ bjki — g ^SMSKraKWS «S«ssraauo4^§wa teu 丨『SHGIfgeduBH jv31Md BHHaqeBIA qlfe3u — g fHMBHOdGITG KHHeqaeduA swb I ^ SHQIraeduArQJOHhodQUOU н OJOHqlTOHQdu exh^d 丨、
"ssosrao O^OKboftoMO 0J0XJ3
XWKIfAd KHHelfmBduA SS^HUSO ^ок&§^ю 咕OWSIBd903H sboraff «OMO^ffsKra^^s raobK^S^S ^§«030 KHHUmuwepd Bwax。・0a・8I ・d
Ш Суммарный ход
=х
Ход штока 咨
ш
Ход 4
G
Ход Выходного^зВена
Ход штока
Сигнализация 三 отказа а подканала
I I /-月 гидросистема
\2-я гиВросистема
3-彳 гидросистема
Подканалы исполнительного механизма (сервопривода)
Подконалывычислителякоманд
Рис, 18.22. Два принципа резервирования систем автоматизации управления:а — суммирование ходов штоков электромеханических исполнительных механизмов дляполучения потребного сигнала (х); б — суммирование усилий на штоках электрогидра*влических подканалов (модулей) на общем выходном звене 2; / — силовые гидроци-линдры подканалов: 2 — общее выходное звено сервопривода в разрезе; 3 — пружиныс большим предварительным затягом； 4 — концевые выключатели сигнализации отказаподканала
513
17 с. М. Егер и др.
Гидросистемы
8 9 10 77 12
7
Тангаж
尽6
крыли
Сигналы отклонения руса направления
скоростного |f 夕 напора
Крен/
73
9
力
Сигмаль/ системы стабилизации
5
21
Сигналы
2
В
/
拄
12
10
73
15
承
刀
19
L 6 пр&боекрнло
8 левое крыло
15 16
'рассоапасобани負 зпе8о”а uuiEStsana
К гидроусилителям IL двух других секций 飞Механическая проводка （аварийная 出"密綴磁"） системы . 4 "
[идросистемы
18
Рис. 18.23. Упрощенная схема управления СПС «Конкорд»:
а — прннципиальная схема дублированной электродистанциоиной и аварийной механической систем управления гидроприводами секций элевонов (двойными линиями иа схеме показана механическая проводка, жирными —проводка гидросистем, одинарными тонкими — элек- /— механизм балансировки по усилиям (МТЭ); 2 — аварийный пружинный загружатель; 3 ——загрузочные
тродистаипиоиной системы): автоматы с регулированием систем управления Д и В； 6^ пики с электроуправлением стопорения входного рычага от педалей； // 一 секторный
по скоростному напору; 4 — развязывающая пружинная тяга; 5 — сельсин*датчики электродистанционных —вспомогательный двухкамерный гидроусилитель сервопривода» имеющий также распределительные золот- от автопилота; 7 — механическое управление распределительными золотниками сервопривода с системой
при работе автопилота; 8 — клапан переключения гидросистем; 9 ——механизм нелинейной передачи; J0 — тяга _ механизм регулирования иатяжеиия тросов; 12 —тросовая проводка в фюзеляже к элевонам правого крыла; /3 —сектор перехода с тросовой проводки в фюзеляже на жесткую проводку в крыле； 14 — тросовая проводка в левое крыло; 15—развязывающая качалка с ограничительной моментной муфтой； /$ — распределительные золотники гидропривода элевоиа с механическим и электрическим управлением; I7 — мехаикческнй привод управления золотниками с системой отключення прн работе электродистанцион- ного управления; /8 — секция элевона; /9 — сельсии-приемники электроднстаициоиных систем управления 4 н В; 20 — тяга обратной
связи положения секции； 21 — сумматор команд; 22 — электропроводка к гидроприводам секции элевонов; 23 — смесители продольного н поперечного управления систем Д и В; 24 — иелинейиые преобразователи сигналов управления по крену： 25 ——сннхро-передаточный дифференциальный блок; б — часть начального участка механической проводки с вспомогательными гидроусилителями (ВГУ): 1—колонка
продольного управления; 2 — рычаг передачи команд продольного управления; 3 — команды путевого управления от педалей; 4 ——команды управления по крену от штурвала; 5 — механизм балансировки (МТЭ); 6 — аварийный пружинный загружатель； 7 — гндравличе" окне автоматы загрузки (дублированы); 8 — пружинные тяги; 9 —диффереициальный механизм; 10 — смеситель команд продольного и поперечного управления; // — смеситель команд поперечного и путевого управления； 12 — ВГУ; /3 — механизм нелинейной передачи креиу; 14 — секторы перехода с жесткой иа тросовую проводку с регуляторами натяжения тросов; 15 — сельсин-датчнки;
управляющих перемещений рычагов продольного и поперечного управлений (ограничивающий
в управлении по
16 一
механизм
согласования величии предельные
углы отклонения
элевонов при
управлении
по тангажу и крену)
Аостатонн。большие углы》обеспе— ннваетсн применением нового Прин— щгпа резервнрованшь Это прннцип суммнрованнн усилнй резервнр югцнх подканалов (модулей) н《го— лосованнн большинством》(т・《пере， снлнваннн》 отказавЕего подканала оставцшмисм в болыпннстве неправ— нымн) вместо старого прннинпа Сум— мнрованнн перемегценнй резервнр югцнх подканалов (рнс・ i22)・ Насшценне системы управления современного самолета различного рода автоматинескнмн я M§so^s> тельнымн устройствами》 нспользу- югцимн в своей работе электрические сгналз а так 茨 е трудности обеспе， неннн необхоцимЕХ достатонн。Bblco, кнх точностных характернстнк Me， ханннеской передачей управлнюЕИХ сигналов от рычагов управленнн к рулевым поверхностям создалн предпосылка к повьшенню интереса авнащюнннх спецналнстов к злек— троцстанщюннм системам упра・ вленнн • Подобное снстемн натлн прнмененне в авиационной технике уме в конце второй мнровой ВОЙНЕ》 напрнмер" для централизованного управления оборонительными стрел— ковымн установкам!!。В настонгцее время снстемн дистаньонного управленнн рулевнмн поверхности， мн появились на ряде современных самолетов (《Конкорд?^《хоннт》 я дрОднако механннескан пр? водка управления на современном зтапе развития техннкн пока вл сохраняется в качестве резервного (аварийного) канала управления ~рнс・ 18.23)，Отказ основной злек— троднетанинонной снстемн упра— вленнн на зтих самолетах- как npat влоу приводит к необходнмостн ограннненин ряда режимов полет на KOTOPbIX》 оневндно* харак- тернстнкн механннеской снстемн не могут 06ecneqTb Я^Я§^§Е^
515
самостоятельную задачу. Эта трения специальных курсов.самостоятельную задачу. Эта трения специальных курсов.Рис. 18.24. Схема упругих колебаний фюзеляжа и размещение датчиков угловых скоростей и акселерометров для обеспечения отсутствия влияния вибраций и прогибов конструкции иа работу автоматических устройств стабилизации и повышения устойчивости:Рис. 18.24. Схема упругих колебаний фюзеляжа и размещение датчиков угловых скоростей и акселерометров для обеспечения отсутствия влияния вибраций и прогибов конструкции иа работу автоматических устройств стабилизации и повышения устойчивости:
самостоятельную задачу. Эта трения специальных курсов.
самостоятельную задачу. Эта трения специальных курсов.
Рис. 18.24. Схема упругих колебаний фюзеляжа и размещение датчиков угловых скоростей и акселерометров для обеспечения отсутствия влияния вибраций и прогибов конструкции иа работу автоматических устройств стабилизации и повышения устойчивости:
Рис. 18.24. Схема упругих колебаний фюзеляжа и размещение датчиков угловых скоростей и акселерометров для обеспечения отсутствия влияния вибраций и прогибов конструкции иа работу автоматических устройств стабилизации и повышения устойчивости:
характеристик управляемости и устойчивости контура управления.
Насыщение систем управления скоростных самолетов автоматическими системами стабилизации и повышения устойчивости, использующими сигналы угловых скоростей и перегрузок, создало новую проблему проектирования этих систем — необходимость учета влияния упругих колебаний конструкции фюзеляжа на устойчивость контуров стабилизации и повышения устойчивости самолета. Эта проблема особенно сильно проявляется у больших самолетов, у которых вследствие большой длины фюзеляжей собственные частоты их упругих колебаний могут оказаться достаточно близкими к частотам колебаний всего самолета (как твердого тела) в воздухе. При изгибных колебаниях фюзеляжа в зависимости от их тонов в различных участках по его длине образуются «пучности» и «узлы» (рис. 18.24). В узлах будут возникать максимальные местные угловые скорости, а в пучностях — перегрузки. Эти перегрузки и угловые скорости воспринимаются датчиками перегрузок и угловых скоростей, если они окажутся установлен* ными неудачно. Отфильтровать эти ложные сигналы при близости их частот к частотам колебаний всего самолета в воздухе оказывается чрезвычайно сложной задачей, а они-то и могут послужить причиной того, что автоматическая система вместо стабилизации начнет «разбалтывать» самолет. Поэтому поиск места установки датчиков угловых скоростей и перегрузок на самолете оказывается важной задачей проектирования автоматизированной системы управления. Примерные места установки этих датчиков показаны на £ис. 18.24.
стем управления самолетомстем управления самолетомПроектирование автоматических и электродистанционных си
стем управления самолетом
стем управления самолетом
представляет достаточно сложную задача является предметом рассмо-
Q — датчик угловой скоростиi 口 一 датчик перегрузки; пунктиром показано неверноеразмещение датчиков
Глава 19
ПРОЕКТИРОВАНИЕ ШАССИ
ВЫБОР СХЕМЫ ШАССИ
Шасси является взлетно-посадочным устройством, которое обеспечивает самолету разбег, взлет, посадку, послепосадочный пробег и маневрирование по аэродрому. Оно воспринимает при этом действующие на самолет нагрузки и рассеивает после посадки на пробеге большую часть его кинетической энергии.
Под схемой (типом) шасси понимается число опор и особенности их расположения относительно центра масс самолета. В настоящее время на самолетах применяются шасси четырех схем: трехопорное с хвостовой опорой (рис. 19.1, а); трехопорное с передней опорой (рис. 19.1, б); велосипедное с подкрыльными опорами (рис. 19.1, в); многоопорное.
L Трехопорное шасси с хвостовой опорой
Трехопорное шасси с хвостовой опорой широко применялось до середины 40-х годов. В этой схеме главные опоры расположены впереди центра масс самолета, а хвостовая опора сзади. Такое расположение опор шасси порождает следующие недостатки.
Приходится ограничивать посадочные скорости самолетов： пассажирских до 80 ... 120 км/ч, истребителей и бомбардировщиков до 130 ... 150 км/ч, сельскохозяйственных самолетов до 60 ... 90 км/ч. Увеличить же эти скорости невозможно. С увеличением /оа пилоту труднее выдерживать посадочную траекторию движения самолета, увеличивается высота парашютирования в момент посадки, а на участках выравнивания или выдерживания самолет может преждевременно, на скорости, превышающей посадочную, коснуться ВПП главными опорами. Образующиеся при этом на опорах лобовые силы создают относительно центра масс самолета пикирующий момент. Если этот момент больше кабри- рующего, создаваемого оперением и силой тяжести, самолет перевернется на спину («скапотирует»), опираясь на главные опоры. Если же момент лобовых сил не будет достаточен для капотирования, самолет под действием момента, создаваемого силой тяжести, начнет опускать хвост и переходить на большие углы атаки. В связи с тем, что скорость самолета больше посадочной, подъемная сила крыльев становится больше силы тяжести самолета, и самолет взмывает на некоторую высоту, с которой в дальнейшем из-за потери скорости парашютирует. Такое поведение самолета носит название《козел》. Если «козел» происходит на скорости, значительно превышающей посадочную, высота парашютирования может быть значительной и падение с нее самолета в таких случаях приводит к поломкам.
Рис. 19.1. Схемы шасси:
а — с хвостовой опорой; 6 — с передней опорой； § — велосипедное шасси
Следовательно, для самолетов, имеющих шасси с хвостовой опорой, касание ВПП колесами главных опор на скорости, превышающей посадочную, недопустимо. Нормальная посадка таких самолетов обеспечивается лишь в случае одновременного касания ВПП тремя опорами на скорости, равной посадочной. Для обеспечения условий совершения такой посадки и ограничивается величина Упос до приведенных выше небольших значений.
Самолеты, имеющие шасси с хвостовой опорой, неустойчивы при разбеге и пробеге. На разбеге разность между силой тяжести самолета и подъемной силой крыльев и горизонтального оперения воспринимается главными опорами, относительно которых осуществляется балансировка самолета. В процессе этого движения различного рода возмущения (боковой ветер, наезды на неровности и т. д.) вызывают разворот самолета относительно оси на угол р, а образующиеся при этом на опорах силы трения создают момент относительно центра масс самолета, который стремится развернуть его на еще больший угол (рис. 19.2).
Величина дестабилизирующего момента определяется уравнением
Мдест = Ти。，1口 6；
(19.1)
Т「л = (mg — Ркр — ^г. о) HI
(19.2)
乂鹏=(3 —— %, о) М sin р,
(19.3)
где * ——коэффициент трения скольжения.
Парирование разворотов самолета при действии возмущений и дестабилизирующего момента пилот производит рулем поворотов, обдуваемым потоком воздуха от винта. Кроме того, силы трения создают и пикирующий момент, который нарушает балансировку самолета по тангажу и усложняет пилотирование.
При действии больших возмущений пилот создает дополнительные управляющие моменты с помощью тормозных сил, затормаживая колесо или колеса на одной из опор при разбеге или растормаживая их при пробеге. Силы торможения колес являются эффективным средством парирования возмущений, однако их действие приводит к увеличению длины разбега и пробега.
Некоторое улучшение путевой устойчивости таких самолетов при движении на ВПП достигается образованием развала колес в плане (рис. 19.3). Эта конструктивная мера в пределах угла развала, величина которого делается равным 3 ... 4°, делает самолет устойчивым, так как образующаяся на одной из опор сила трения действует против разворота, образованного возмущением. Однако угол развала колес в плане приводит к увеличению износа протектора пневматиков колес и увеличивает длину разбега из-за наличия постоянных сил трения на колесах, направленных против движения самолета.
Для уменьшения действия дестабилизирующего момента на пробеге осуществляется стопорение хвостовой опоры в плоскости
симметрии самолета. При начавшемся развороте самолета это конструктивное мероприятие обеспечивает образование момента, направленного на парирование возмущения. На начальном участке пробега сила, создаваемая горизонтальным оперением, прижимает хвостовую опору к ВПП и этим способствует повышению устойчивости движения. На конечном участке пробега сила горизонтального оперения, прижимающая хвостовую опору, пропадает, и этот участок является самым опасным: если в конце пробега при начавшемся развороте пилот не успевает с помощью тормозных сил создать на главных опорах нужные управляющие моменты, справиться с начавшимся разворотом невозможно.
Неустойчивость самолетов с хвостовой опорой также является одним из факторов, действие которого приводит к уменьшению посадочной скорости и ограничению применения шасси этой схемы.
При маневрировании самолетов с хвостовой опорой ее необходимо расстопоривать и делать свободно ориентирующейся, так как иначе на хвостовой опоре при выполнении самолетом разворота будут возникать силы, затрудняющие разворот и разрушающие пневматики, срывая их с обода колеса.
На самолетах, имеющих шасси с хвостовой опорой, не применяются реактивные двигатели (затруднен разбег). До скорости, при которой становится эффективным горизонтальное оперение, пилот не может управлять самолетом по тангажу и осуществлять его балансировку относительно главных опор, и самолет вследствие этого имеет возможность капотировать.
Поэтому схема шасси с хвостовым колесом и применяется только на самолетах, на которых устанавливают винтомоторные или турбовинтовые двигательные установки. Горизонтальное опе- 520
рение на таких самолетах обдувается потоком воздуха, отбрасываемого винтом, и вследствие этого создает необходимые моменты для балансировки и управления самолетом.
.1.2. Трехопорное шасси с передней опорой
Для самолетов, имеющих шасси с передней опорой, касание ВПП главными опорами не сопровождается неприятными последствиями. Под действием лобовых сил, возникающих на главных опорах, самолет опускает нос и становится на все опоры. В процессе этого движения уменьшаются угол атаки и подъемная сила крыльев и, если амортизатор на опорах должным образом поглотил энергию самолета, самолет уже не имеет возможности оторваться от ВПП.
Вследствие этого для самолетов, имеющих шасси с передней опорой, стало возможным резко увеличить посадочную скорость, которая не только на военных, но и на пассажирских самолетах, эксплуатирующихся на бетонных ВПП (БВПП), достигает 240 280 км/ч и более.
Возможные ошибки пилотирования таких самолетов на посадке, связанные с увеличением посадочной скорости, не опасны.
Большие посадочные скорости приводят к росту нагрузок на шасси, а следовательно, и его массы, однако это оказывается оправданным, так как можно значительно увеличить удельную нагрузку на крыло, уменьшить его площадь и соответственно увеличить скорость полета.
Самолеты, имеющие схему шасси с передней опорой, устойчивы на разбеге и пробеге. Их носовая опора делается свободно ориентирующейся, колеса или лыжи опоры имеют возможность вращаться относительно вертикальной оси, расположенной в плоскости симметрии самолета. Вследствие этого при действии возмущений, когда самолет разворачивается на угол 0, на передней опоре не возникает сила трения скольжения, так как передняя опора свободно ориентируется в направлении движения, а сила трения Тгл, возникающая на главных опорах, создает относительно центра масс самолета стабилизирующий момент (рис. 19.4), величина которого определяется уравнением
ЛГстаб = Тглез1пр, (19.4)
или Мзтаб = mg (а —卩拘(勿匕)氏“ sin ₽, (19.5) где ft© — коэффициент трения опор самолета; ^гл — коэффициент трения главных опор. Величинам, b.enh приведены на рис. 19.1,6.
Расположение носовой опоры впереди центра масс самолета позволяет применять на них и реактивные двигатели. Помимо этого самолеты, имеющие шасси с передней опорой, обладают и рядом следующих дополнительных преимуществ:
、а) более простой техникой пилотирования на разбеге, посадке и пробеге;
1*71*7Рис. 19.4. Образование стабилизирующего момента при движении самолета наВППРис. 19.4. Образование стабилизирующего момента при движении самолета наВППулучшенным обзором из кабины летчика на разбеге, пробеге и при маневрировании, так как фюзеляж самолета занимает горизонтальное или близкое к нему положение;
1*7
1*7
Рис. 19.4. Образование стабилизирующего момента при движении самолета на
ВПП
Рис. 19.4. Образование стабилизирующего момента при движении самолета на
ВПП
более интенсивным торможением на пробеге для сокращения его длины и возможностью совершать посадку с заторможенными колесами. На самолетах же с хвостовой опорой тормозные силы в начале пробега ограничиваются из-за возможности капотирования, а это приводит к увеличению длины пробега;
возможностью совершать посадку с планирования без участков выравнивания и выдерживания. Такая траектория посадки применяется на самолетах, базирующихся на авианосцах, и на самолетах КВП, и она дает возможность уменьшить длину ВПП, так как гашение скорости торможением колес более эффективно в сравнении с гашением сопротивлением воздуха иа участках выравнивания и выдерживания.
Недостатком схем шасси с передней опорой является возможность возникновения самовозбуждающихся колебаний с возрастающей амплитудой свободно ориентирующейся носовой опоры, которые носят название «шимми». Гашение колебаний производится с помощью специально устанавливаемого гидравлического демпфера. Демпфер «шимми» при наличии на самолете системы управления поворотами носовой опоры выполняет одновременно и функции гидравлического силового привода этой системы. Гидравлическая система, подводящая энергию для поворота носовой опоры, компенсирует возможные утечки жидкости из демпфера и этим значительно повышает надежность его работы.
19・1・3・ Велосипедное шасси с подкрыльными опорами
На самолетах, имеющих велосипедную схему шасси, передняя опора расположена впереди центра масс, и вследствие этого они аналогично самолетам с трехопорньш шасси и передней опорой имеют возможность совершать посадки с большими посадочными скоростями и обладают путевой устойчивостью на разбеге и пробеге.
Применение велосипедной схемы шасси с подкрыльными вспомогательными опорами обусловливается главным образом компо-
ковочными решениями самолета. Необходимость создания в районе центра масс самолета отсека большой вместимости приводит к удалению от него главной опоры на значительное расстояние. При этом нагрузка на нее составляет до 55 % силы тяжести самолета. Однако применение велосипедного шасси приводит и к возникновению следующих существенных недостатков.
Требуется более высокая техника пилотирования самолета при разбеге.
При достижении самолетом взлетной скорости выход его на взлетный угол может быть осуществлен лишь с помощью специальной системы, обеспечивающей «вздыбливание» передней опоры (увеличение ее высоты) или «приседание» задней (уменьшение ее высоты), так как горизонтальное оперение на взлетной /скорости еще не обладает необходимой эффективностью и не обеспечивает балансировку самолета по тангажу относительно главной опоры, находящейся на большом расстоянии от центра масс.
Увеличивается дистанция пробега самолета вследствие ограничения тормозной силы, создаваемой колесами на носовой опоре, до 60 ... 70 % от тормозных сил главной опоры, так как силы трения носовой опоры при возмущениях по курсу создают относительно центра масс дестабилизирующий момент.
Воврастает масса фюзеляжа на 15 ... 20 % вследствие необходимости создания усиленных шпангоутов и бимсов в районе центрального отсека и в местах крепления шасси.
Масса велосипедного шасси, несмотря на его небольшую высоту, получается большей, в сравнении с трехопорным шасси с носовой опорой, из-за наличия подкрыльных опор и более мощной системы управления разворотами.
В убранном положении подкрыльные опоры обычно не вписываются в обводы и на них устанавливают обтекатели, которые увеличивают лобовое сопротивление самолета.
Вследствие отмеченных недостатков велосипедная схема шасси не получила распространения.
19.1.4. Многоопорное шасси
Появление самолетов с большими взлетными массами привело к применению многоопорных схем шасси. Такие схемы позволяют уменьшить нагрузку, приходящуюся на каждую из опор, и обеспечивают неповреждаемость бетонного покрытия при эксплуатации. Многоопорные схемы шасси применены: на советском аэробусе Ил-86, имеющем взлетную массу 206 т, и на самолетах США Боинг 747 и Локхид С-5А «Гелакси» с взлетными массами порядка 350 т (схемы расположения опор приведены на рис. 19.5).
Применение многоопорных схем шасси на таких самолетах создает и более выгодные компоновочные условия для их размещения в убранном положении.
бойне 747бойне 747Локкид C~5AЛоккид C~5A03、03、0忠40忠4оо佈w^z佈w^zРис. 19.5. Схемы многоопорных шассиРис. 19.5. Схемы многоопорных шасси
бойне 747
бойне 747
Локкид C~5A
Локкид C~5A
03、
03、
0忠4
0忠4
о
о
佈w^z
佈w^z
Рис. 19.5. Схемы многоопорных шасси
Рис. 19.5. Схемы многоопорных шасси
На самолетах с многоопорным шасси носовая опора расположена впереди центра масс, и вследствие этого они обладают достоинствами и недостатками, перечисленными в разд； 19.1.2, которые присущи самолетам, имеющим трехопорную схему шасси с носовым колесом.
19・1・5・ Маневренные характеристикипри движении самолетов по аэродрому
Самолеты, имеющие шасси с носовой опорой, велосипедное и многоопорное, обладают значительно лучшими маневренными характеристиками, которые обеспечиваются системой управления поворотами носовой опоры. Отклонения носовой опоры на углы от 60 до 80° от нейтрального положения позволяют создавать малые радиусы разворотов самолета. Одновременно эта система позволяет парировать возмущения на ВПП, не прибегая к образованию управляющих моментов с помощью тормозных сил, и этим достигается сокращение дистанций разбега и пробега. Следует отметить, что использование этой системы позволяет осуществлять маневрирование с меньшими тягами, создаваемыми двигательными установками, и достигнуть некоторой экономии в расходе горючего.
19.2. ВЫБОР ОСНОВНЫХ ГЕОМЕТРИЧЕСКИХПАРАМЕТРОВ ШАССИ
В данном разделе рассматривается выбор параметров для трехопорной схемы шасси с передней опорой, получившей распространение на подавляющем большинстве современных самолетов. 524
Обоснования, принимаемые для определения параметров этой схемы могут быть использованы и при рассмотрении других схем шасси.
Геометрические параметры схемы шасси определяют расположение опор относительно центра масс самолета. Вследствие этого определению геометрических^ параметров шасси должен предшествовать весовой расчет, определяющий положение центра масс самолета и выполнение чертежа его общего вида в трех проекциях с нанесением на него положения САХ крыла и его угла заклинения азКЛ (см. рис. 19.1, б). Геометрические параметры^шасси выбираются из условия обеспечения необходимого положения самолета в процессе совершения посадки, минимальных дистанций разбега и пробега и устойчивости движения на ВПП и маневрировании.
Основными геометрическими параметрами схемы шасси с носовым колесом являются:
продольная база шасси b (расстояние при виде сбоку между осями колес, установленных на носовой и главных опорах);
колея шасси В (расстояние при виде спереди между точками касания ВПП колесами главных опор);
вынос главных колес е (расстояние при виде сбоку между вертикалью, проходящей через центр масс самолета, и осью главных колес);
一 вынос переднего колеса а (расстояние при виде сбоку между вертикалью, проходящей через центр масс самолета, и осью переднего колеса);、
угол выноса колес главных опор у;
—угол опрокидывания <р (угол касания хвостовой части фюзеляжа или его предохранительной опоры поверхности ВПП);
стояночный угол 屮(угол между строительной горизонталью фюзеляжа и поверхностью ВПП).
Параметры шасси определяются при необжатых колесах и амортизаторах. Положение центра масс самолета выбирается предельно заднее, возможное при взлете или посадке. При установке на опоры многоколесных тележек размеры определяются от осей, на которых вращаются тележки. Для обеспечения необходимого положения самолета при совершении посадки параметры шасси определяются исходя из следующих соотношений:
апос — ^Су шах — Аа;(19.6)
ацос =屮 + 屮 + ав>(19.7)
где Да ——угол запаса, гарантирующий от выхода самолета на критический угол атаки, при котором начинается срыв потока с крыла.
Значение стояночного угла гр принимается обычно равным от О до 4°. Оптимальное значение этого угла соответствует минимуму лобового сопротивления самолета на разбеге, который сокращает его длину. На пробеге стояночный угол уменьшается, так как 525
тормозные силы догружают носовую опору и разгружают главные, ? и если стояночный угол при этом становится отрицательным, дистанция пробега сокращается.；
Зная значение угла заклинения крыла азкл, который принимается равным углу атаки при полете на основном режиме, из уравне-； ния (19.7) можем определить угол опрокидывания самолета. Для : различных по назначению самолетов угол ф = 10 ... 18°.〔
Y =屮 + (1° ... 2°).Y =屮 + (1° ... 2°).(19.8) 1(19.8) 1Угол выноса главных колес у не позволяет самолету при по- ； садке переваливаться на хвост, и вследствие этого его значение j принимают равным'
Y =屮 + (1° ... 2°).
Y =屮 + (1° ... 2°).
(19.8) 1
(19.8) 1
С помощью параметров, входящих в уравнения (19.6) и (19.7), на боковой проекции общего вида самолета в первом приближении определяется вынос главных опор е и высота Н (см. рис. 19.1, б).
Величина выноса е обычно находится в пределах
е = (0,15 ... 0,20) 6А. (19.9) При этом следует иметь в виду, что при большом значении выноса затрудняется отрыв передней опоры во время выхода самолета на взлетный угол атаки. Отрыв при этом будет происходить на большей скорости и, следовательно, будет возрастать длина разбега. Уменьшение величины е будет обеспечивать легкий отрыв передней опоры, однако при малом выносе возможно переваливание самолета на хвост, так как при посадке центр масс самолета может зайти за точку опоры, когда 屮=0.
Величина е должна выбираться и из условия эксплуатации самолета во время стоянки. Предельно заднее положение центра масс не должно заходить за ось колес или тележки, установленных на главной опоре. Для пассажирских самолетов наиболее задняя центровка имеет место при приложении груза с массой 500 кг на хвосте, когда обслуживающий персонал с инструментом работает в районе оперения или когда при наличии задней двери в пустой самолет началась посадка пассажиров и в хвостовой части сосредотачивается до 30 % всего их числа. Если при этом центр масс все же лежит за линией опоры основных колес, необходимо предусмотреть специальную хвостовую опору типа опоры, установленной на самолете Йл-62.
Вынос передней опоры а выбирается таким образом, чтобы при стоянке самолета нагрузка на нее составляла 6 ... 12 % от массы самолета. Из этого условия следует:
(19.10)(19.11)(19.10)(19.11)а = (0,94 0,88) Ь;
(19.10)
(19.11)
(19.10)
(19.11)
e = (0,06 …0,12) b, где b —— продольная база шасси.
При слишком малой нагрузке на переднюю опору ухудшается управляемость самолета при рулежке. При увеличении нагрузки увеличивается масса опоры и масса носовой часта фюзеляжа.
чений показывают, чточений показывают, чтоОдно из условий выбора базы шасси Ъ ——обеспечение хороших эксплуатационных качеств самолета при маневрировании по аэродрому, поэтому она зависит от длины фюзеляжа L耻 Статистические данные по современным самолетам различных схем и назна-
чений показывают, что
чений показывают, что
6 = (0,3 ... 0,4) ^ф.(19.12)
Если база будет небольшой («£ф/4), то при рулежке самолет испытывает значительные колебания в вертикальной плоскости, вызы-
вая неприятные ощущения у пилота и пассажиров.
Высота шасси определяется из условия обеспечения минимального зазора 200 ... 250 мм между поверхностью ВПП и конструкцией самолета (фюзеляжем, крылом, двигателями, винтами, подфюзеляжными гребнями и т. д.) при раздельном и одновременном обжатии пневматиков и амортизаторов, установленных на главных и носовой опорах.
Этот зазор необходимо определять и при посадке самолета с креном, тангажный угол самолета при этом равен посадочному, а величина крена устанавливается 4°. Для самолетов, имеющих низко расположенные стреловидные крылья с отрицательным поперечным V, эти условия обычно и определяют высоту шасси.
Расчеты движения самолета при крене в 4° с учетом всех действующих сил и практика эксплуатации показывают, что при касании ВПП одной из опор возникающая на ней сила уменьшает крен, и вследствие этого установленный зазор между концом крыла и ВПП обеспечивается без учета обжатий колес и амортизатора, а это позволяет существенно уменьшить высоту шасси. При необ- жатых колесах и амортизаторах следует определять и зазор между подфюзеляжными хвостовыми гребнями и ВПП, так как силы, возникающие на главных опорах, обжимая пневматики и амортизаторы, уменьшают угол тангажа самолета.
Высота шасси зависит и от схемы самолета (высокоплан, сред- неплан, низкоплан), места крепления шасси и компоновочных условий его размещения в убранном положении.
Колея шасси В выбирается из условия обеспечения устойчивости движения самолета по ВПП во время разбега и пробега и при маневрировании на рулежке. Колея В зависит главным обра- зом от высоты центра масс самолета Я, и если колея не соответствует высоте, самолет в процессе движения по ВПП может о пр о- кинуться на бок. Поэтому минимальная колея шасси с носовой опорой выбирается из условия предотвращения опрокидывания относительно линии /——2, соединяющей переднюю и главную опоры (рис. 19.6). Опрокидывание (боковое капотирование) будет, очевидно, невозможно, если момент, создаваемый силой тяжести самолета относительно этой линии, будет больше момента, созда-
ваемого силами трения:ваемого силами трения:mgc N Ftp"；eт卩儿mgc N Ftp"；eт卩儿(19.13)(19.14)527(19.13)(19.14)527
ваемого силами трения:
ваемого силами трения:
mgc N Ftp"；eт卩儿
mgc N Ftp"；eт卩儿
(19.13)
(19.14)
527
(19.13)
(19.14)
527
Рис. 19.6. Схема для определения минимальной колеи В
где /\р — сила трения при боковом скольжении самолета;卩一 коэффициент бокового трения, принимаемый при определении колеи равным 0,85.
Расстояние между передней и одной из главных опор (по диагонали I——2) равняется )/Ь2 + В2/4. Отрезок с находится из подобия треугольников /—4—5 и /—3—2:
с =―昌；(19.15)
2 Mb2 十中/4''
Подставляя значение с в уравнение (19.14), определяем колею шасси В：
.Если в этом уравнении пренебречь величиной №р；2 по сравнению с а2, колею шасси в первом приближении можно принимать равной В N 2", так как а ^ 0,9b.
Для самолетов, имеющих большие полетные массы, колею следует стараться делать больше ширины плит бетонного покрытия аэродромов, размер которых равен семи метрам, что приводит к снижению действующей на плиты нагрузки, так как на них в этом случае будет приходиться только одна опора самолета. Максимальный же размер колеи В следует ограничивать двенадцатью метрами, чтобы обеспечить возможность безопасной рулежки самолетов по рулежным дорожкам аэродромов, ширина которых 15 м.
Следует отметить, что на некоторых самолетах носовую опору размещают не в плоскости симметрии самолета XOY, а в параллельной плоскости на небольшом от нее расстоянии. Такое размещение носовых опор применено на самолете Хаукер-Сиддли «Трайдент», штурмовике Фэрчайлд-Рипаблик А-10А и других самолетах. Смещение носовых опор относительно плоскости симметрии (параллельно ей) позволяет при определенных условиях создать более рациональные компоновочные решения. На самолете «Трайдент» смещение на 610 мм позволило сократить потерю объема багажника, расположенного под полом, позади отсека 528
носовой опоры, а на самолете А-10А разместить в носовом отсеке скорострельную многоствольную пушку большого калибра. Такое размещение носовых опор при наличии на самолетах системы управления поворотами носовой опоры практически не оказывает влияния на управление самолетом при движении на ВПП и маневрировании.^
При выборе продольной базы & и колеи В следует определить возможность разворота самолета на 180° на ВПП заданного класса аэродрома, на котором будет производиться его эксплуатация (размеры ВПП для каждого класса аэродрома приведены в табл. 19.1).
Из геометрической схемы выполнения самолетом разворота (рис. 19.7) следует, что разворот самолета на 180° при заданной ширине ВПП может быть осуществлен при следующих условиях:
Ширина
ВПП N + Rhoc + 2Д, (19.17)
где Rbh ——радиус окружности, по которой движутся внутренние главные опоры; 7?нос —— радиус окружности, по которой движется передняя опора; А — расстояние от кромки ВПП до колес, Д = =1,8 2,0 м.
Существенное влияние на ширину полосы, потребную для осуществления разворота, оказывает угол отклонения носовой опоры рнос. Из приведенных на рис. 19.7 построений следует, что
ось вращения носовой опоры; О^Д±0^5, 0；А，丄。^后"
Рис. 19.8. Образование угла увода колесРис. 19.8. Образование угла увода колесуменьшение максимального значения угла риос до Рнос приводит к увеличению ширины полосы вследствие увеличения Rbh и Rhoc, входящих в правую часть уравнения (19.17). Следовательно, угол рнос при проектировании системы управления поворотами передней опоры следует делать как можно большим. Однако при эксплуатации наблюдается некоторое отступление от рассмотренной схемы выполнения самолетом разворота, которое является следствием деформаций пневмати- ков, возникающих от сил, действующих на них в процессе разворота. Деформации пневматиков
Рис. 19.8. Образование угла увода колес
Рис. 19.8. Образование угла увода колес
сопровождаются возникновением явления «увода» колес. Колеса, установленные на передней опоре, при возникновении увода катятся уже не в плоскости угла Внос, а в плоскости, находящейся к ней под углом 6, называемым углом увода, который уменьшает максимальный угол рнос (рис. 19.8), а увод колес на главных опорах приводит к увеличению ^вн. Наибольшее влияние на величину угла увода колес оказывают: скорость движения самолета при выполнении разворота и коэффициент трения пневматиков о ВПП. Увеличение скорости и коэффициента трения приводят к увеличению угла увода. Вследствие этого радиус разворота центра масс самолета, определяемый по схеме, данной на рис. 19.7, следует увеличивать примерно на 20 ... 30 %.
Конструктивной мерой, позволяющей уменьшить ширину полосы разворота с целью обеспечения эксплуатации самолетов больших размеров на заданном классе аэродромов, является образование вертикальной дополнительной оси, относительно которой при развороте ориентируются колеса многоколесных тележек главных опор. Такое конструктивное решение применено на самолетах Ту-154 и Дуглас ДС-8. На ДС-8 разворачивается задняя ось двухосной тележки, а на Ту-154 ——передняя ось трехосной.
Рассмотренные конструктивные меры одновременно позволяют уменьшить величину расчетного крутящего момента, действующего на опору в процессе разворота самолета.
При выборе геометрических параметров шасси следует всегда иметь в виду, что, несмотря на необходимость выполнения большего числа условий, наиболее важным из них для самолета является обеспечение посадочного угла, уменьшение которого будет приводить к увеличению посадочной скорости самолета.
ВЫБОР ЧИСЛА ОПОР И КОЛЕС
Выбор числа опор и типа, размера и числа колес, устанавливаемых на них, зависит от требований, предъявляемых к проходимости самолета и к его взлетно-посадочным характеристикам.
Под проходимостью понимается возможность длительной эксплуатации самолета на грунтовом или бетонированном аэродроме без повреждения его поверхности.
Для самолетов, предназначенных к эксплуатации на бетонной взлетно-посадочной полосе (БВПП), необходимое число колес и их взаимное расположение на опоре для выполнения требований по проходимости (возможность эксплуатации без повреждения плит бетонного покрытия) выбирается в зависимости от эквивалентной одноколесной нагрузки Рэкв, соответствующей заданному классу аэродрома, на котором должен эксплуатироваться самолет. Эквивалентная одноколесная нагрузка представляет собою нагрузку от одноколесной опоры самолета, равную по силовому эффекту воздействию на покрытие нагрузки от реальной опоры самолета (с учетом числа, размера и схемы расположения колес на этой опоре). Понятие об эквивалентной одноколесной нагрузке необходимо для определения увеличения суммарной рассосредоточен- ной нагрузки на бетонную плиту в сравнении с нормируемой сосредоточенной нагрузкой.
Аэродромы с бетонированными взлетно-посадочными полосами разделяют на несколько классов в зависимости от длины, ширины и толщины покрытия. Для каждого класса аэродромов устанавливается наибольшее значение РэКв- В табл. 19.1 приведены характеристики классов аэродромов.
Из табл. 19.1 следует, что если на самолете, имеющем трехопорное шасси с носовой опорой, на каждой опоре установлено по одному колесу, то взлетная масса самолета при его эксплуатации на аэродроме класса А не должна превышать 100 000 кг (если принимать, что на носовую опору приходится около 10 % взлетной массы), а при эксплуатации на аэродроме класса G взлетная масса не должна быть более 4400 кг.
Таблица 19.1
Класс аэродрома
Длина ВПП, м
Ширина ВПП, м
Р^кв，МН
Более
2550
45
0,45
2150.
.2550
45
0,35
1800 .
.2150
45
0,27
1500 .
.1800
45
0,20
1280 .
• 1500
45
0,13
1080 .
.1280
30
0,07
900.
.1080
30
0,02
7. ВосьмикошнаЯ
0夕///,2 牌勿" 目斗 4=缈4
Рис. 19.9. Влияние диаметра колес и типа опоры на коэффициент ^ш：
『1,009% …к
Однако взлетные массы современных самолетов доходят до 350 000 кг и более, и эксплуатация их на аэродромах с бетонным покрытием обеспечивается р асср ед ото чей ием нагрузки увеличением числа опор и колес, устанавливаемых на опорах.
Если опоры шасси представляют четырехколесную или восьмиколесную тележку, эквивалентная одноколесная нагрузка в первом приближении определяется по формуле
Рэкв = 0,04344Рст^ взл х
丫 / 口 + 0，04 (] — 3J0—брст. взл)] (ро・[0—5 — 4)Q,8I 也皿 ]1 "5
X ( 1 +0,0534^.10-5— 4)0,675 j，( W丿 где Рст. вал — стояночная нагрузка на одно колесо четырехколесной или на два колеса восьмиколесной тележки, Н; р0 ——давление в пневматике шасси, Па; ^ш — конструктивный коэффициент, зависящий от типа опоры и диаметра колеса (рис. 19.9).
Для опоры со спаренными колесами
ЭКВ~ 0,283 СТ* ВЗЛ I 1 + 0,0488 (%・g_ 4)〃з — ， (19」9) где Рст.взл — стояночная нагрузка на одно колесо, Н, остальные обозначения те же, что и в формуле (19.18).
Формулы (19.18) и (19.19) применимы при % х 4-105 Па и при условии, что на одну бетонную плиту ВПП приходится только одна опора самолета. Если на одной плите одновременно находятся две основные опоры шасси, то проходимость самолета резко 532
снижается. В этом случае величину Рэкв, рассчитанную по формулам (19.18) и (19.19), следует увеличивать на 25 ... 30 %.
Для того чтобы не снижать проходимость самолетов, расстояние между основными опорами шасси при Рэкв > 0,25 МН должно превышать ширину плиты, равную 7 м.
Формулы (19.18) и (19.19) показывают, что применение на самолете большего числа колес меньшего диаметра приводит к улучшению его проходимости. Наиболее эффективными средствами увеличения проходимости самолетов с взлетными массами, превышающими 200 000 кг, являются:,
—установка трех или четырех основных опор;
—переход на шестиколесные и восьмиколесные тележки;
—применение раздвижки колес на осях многоколесных тележек*
При эксплуатации самолета на грунтовом аэродроме необходимо, чтобы тяговооруженность самолета обеспечивала возмож- ность страгивания с места, маневрирование и взлет, используя только тягу двигательной установки, и чтобы глубина колеи на грунте не превышала определенного значения. Условие проходимости самолета по грунту определяется формулой
£Т >g恤卩стр,(19.20)
где £ Т — суммарная тяга двигательных установок самолета; Метр — коэффициент сопротивления качению при страгивании с места. Можно принимать р,стр = 1,4р.кач, где }iKa4 — коэффициент сопротивления качению при скорости 1 м/с. Примерные значения 卩кан в зависимости от давления в пневматике приведены на рис. 19.10.
Минимальную прочность грунта, обеспечивающую проходимость, можно в первом приближении рассчитать по формуле
0 mm =(19.21)
где Рст.взл — стояночная взлетная нагрузка на одно колесо, Н; 方н — допустимая глубина колеи (0,05 м); Вк — ширина колеса, м; £>к —— диаметр колеса, м; 6К —— коэффициент, учитывающий деформацию пневматика в зоне контакта с грунтом (рис. 19.11).
Рис. 19.10. Изменение коэффициента сопротивления качению в зависимости от давления в пневматике:
/ ——в распутицу; 2 ——в период просыхания； 3 — сухой и плотный грунт
Рис. 19.11. Зависимость 6ц от о
Найденное по формуле (19.21) значение стт1п сравнивают с заданным в ТТТ значением и делают вывод о проходимости самолета по грунту. Необходимо, чтобы соблюдалось условие
^min расч & ^min норм- (19.22)
Из формулы (19.21) следует, что для уменьшения глубины колеи необходимо уменьшить нагрузку, приходящуюся на колесо, и увеличить его ширину и диаметр.
Проходимость по грунту можно улучшить, если применить лыжное или колесно-лыжное шасси. Однако применение таких шасси приводит к следующим проблемам:
—требуется большая тяговооруженность (не- менее 0,6) для страгивания самолета с места;
—ухудшается маневренность на земле, вследствие чего самолет по существу лишается автономности передвижения;
—увеличивается масса шасси и усложняется его уборка;
—— увеличивается мощность энергетической системы уборки и выпуска шасси.
В связи с этим, несмотря на большое число разработанных конструкций лыжного или колесно-лыжного шасси, они применяются в основном на самолетах, эксплуатирующихся в особых условиях.
Для определения типа и размера колеса, устанавливаемого на опору, следует рассмотреть существующую номенклатуру ко- лес, которая условно разделена на четыре группы (табл. 19.2).
Таблица 19.2
Номер группы
Наименование группы
Давление в пневматике, Па
Допустимые скорости посадки и взлета, км/ч
I
Сверхнизкого давления
(2,5 ... 3,5)-10б
200
II
Низкого давления
(3,5 ... 6,5)-106
250
III
IV
Высокого давления Сверхвысокого давления
(6,5 ... 10)-105 10-Ю5
300
>300
Предъявляемые к самолету требования по проходимости и величины взлетной и посадочной скоростей позволяют определить принадлежность колеса к определенной группе. Для самолетов, эксплуатирующихся на БВПП, выбирают пневматики высокого и сверхвысокого давления. Для самолетов, эксплуатирующихся на грунтовой взлетно-посадочной полосе (ГВПП), в зависимости от прочности грунта выбирают пневматики низкого и сверхнизкого давления.
Для обеспечения надежной и безаварийной эксплуатации самолета, параметры и характеристики устанавливаемых на нем 534
колес не должны выходить за пределы определенных значений. Этими параметрами являются:
Ат.пос — нагрузка на колесо при посадочной массе самолета;
Рс；взл — нагрузка на колесо при взлетной массе самолета;
Рм. 口 — максимальная допустимая нагрузка на колесо при поглощении эксплуатационной работы Лэкс;
Рпр — предельная нагрузка на колесо при поглощении максимальной работы {max；
Р/ ——боковая разрушающая нагрузка на колесо;
戶;Ин — максимально допустимая динамическая нагрузка для колес, устанавливаемых на носовых опорах;
%с — посадочная скорость самолета;
Увзп — взлетная скорость самолета;
Мт ——максимальный тормозной момент колеса;
Лк — кинетическая энергия, поглощаемая колесом за одну посадку;
/ — минимально допустимое время между посадками;
N — гарантируемое число посадок.
Минимально допустимое время между посадками устанавливается для обеспечения охлаждения колес после торможения. Особенно большое значение это имеет для самолетов, эксплуатирующихся на местных линиях с небольшой продолжительностью полета и небольшими интервалами между взлетами и посадками. Время остывания негерметичных колес составляет 1,5 ... 2,0 ч, а герметичных еще больше, и оно накладывает определенные ограничения на эксплуатацию самолета.
Динамические нагрузки для колес, устанавливаемых на носовых опорах, определяются по формулам, приведенным в НЛГС-2.
Большая часть параметров колеса определяется характеристиками самого самолета, его весовыми, компоновочными и эксплуатационными данными. Параметры же Рм, д, РПр и Р2 могут быть согласованы лишь после выбора схемы шасси и построения диаграмм работы колеса и амортизатора при поглощении определяемых НЛГС-2 эксплуатационной работы Лэ и максимальной работы ^тах, которыми определяются величины этих параметров.
Колеса, устанавливаемые на главные опоры шасси, выбираются из сортамента тормозных колес. Тормозные колеса выбираются и для установки на носовые опоры велосипедного шасси. Колеса, предназначенные для установки на носовые и хвостовые опоры и на подкрыльные опоры велосипедного шасси обычно являются нетормозными и выбираются из сортамента тормозных колес с арочными пневматиками. С целью облегчения этих колес они применяются без тормозов и тормозных рубашек.
При выборе колес в процессе проектирования необходимо знать связь числа устанавливаемых на опору колес с соответствующими весовыми затратами. Статистические зависимости, устанавливающие связь между массой колес, их числом и взлетной массой самолета, показывают, что увеличение числа колес с увеличением
взлетных масс самолетов приводит к существенному сокращению весовых затрат на колеса.
Помимо этого, увеличение числа колес на опорах позволяет в большинстве случаев:
——уменьшить объем, занимаемый колесами в убранном положении;
—уменьшить мидель занимаемого объема;
—уменьшить вырезы в планере и площади створок;
—увеличить надежность и живучесть шасси.
При определении числа колес, устанавливаемых на опору, следует учитывать компоновочные условия самолета, которые накладывают определенные ограничения на выбор, связанные с их размещением в убранном положении.
СИЛОВЫЕ И КИНЕМАТИЧЕСКИЕ СХЕМЫУБИРАЮЩЕГОСЯ ШАССИ
Большинство современных самолетов, обладающих скоростями более 250 км/ч. делают с убирающимся в полете шасси. Неубираю- щееся шасси создает значительное лобовое сопротивление и снижает летные данные. Существует большое разнообразие способов уборки шасси в зависимости от компоновочного решения самолета. Носовые опоры убираются в переднюю часть фюзеляжа, а главные опоры в крыло, в крыло и фюзеляж, в фюзеляж, в гондолы двигателей или в специальные гондолы.
Силовые и кинематические схемы убирающихся шасси обладают рядом характерных свойств:
силовые схемы шасси выполняются по балочной схеме;
силовые схемы шасси при нагрузках, действующих в плоскостях уборки и выпуска, являются, согласно законам строительной механики, статически определенными системами;
кинематические схемы шасси в процессе уборки и выпуска образуют, согласно теории механизмов и машин, четырехзвенный механизм или четырехзвенный шарнирный механизм с присоединением к нему по классификации Ассура—Артоболевского двухповодковых групп, которые служат для обеспечения геометрической неизменяемости силовых схем и пропесса уборки и выпуска.
Рассмотренные свойства убирающихся шасси дают возможность разделить конструкции на четыре группы. В приводимых ниже схемах (см. рис. 19.12 ... 19.15, 19.18 и 19.21) узлы крепления шасси к планеру обозначены арабскими цифрами, механизмы уборки и*выпуска обозначены заглавными буквами русского алфавита Л, Б, а замки, обеспечивающие геометрическую неизменяемость силовой схемы, обозначены словом 《замок》.
Первая группа (рис. 19.12).
L Геометрическая неизменяемость силовой схемы в выпущенном положении обеспечивается нулевыми стержнями с замками или замками, заменяющими нулевые стержни.
Рис. 19.12. Схемы шасси I группыРис. 19.12. Схемы шасси I группы
Рис. 19.12. Схемы шасси I группы
Рис. 19.12. Схемы шасси I группы
. Механизмы уборки и выпуска не являются силовыми стержнями силовой схемы.
Характерной особенностью шасси этой группы являются небольшие величины нагрузок, действующих на замки выпущенного положения, в сравнении с нагрузками, действующими на складывающиеся подкосы, так как замки воспринимают усилия в направлении нулевых стержней. Вследствие этого схемы этой группы получили небольшое распространение в начальный период
создания убирающегося шасси, когда еще не были созданы механические замки, надежно работающие под значительными нагрузками.
Большое разнообразие схем этой группы, являющееся следствием комбинации срловнх элементов, узлов и их взаимного расположения, делает эти схемы неравноценными по массе и занимаемым объемам в убранном положении. Схемы, приведенные в среднем ряду рис. 19.2, встречаются уже довольно редко:
увеличивается масса шасси из-за наличия большого числа узлов, крепящих шасси к планеру;
объем, занимаемый шасси в убранном положении, больше объема, занимаемого при других схемах этой группы;
увеличивается масса конструкции из-за переразмеренности гидравлической системы вследствие значительного изменения усилия, создаваемого силовым цилиндром в процессе уборки;
——увеличивается масса конструкции из-за сложности определения точного значения расчетного усилия, воспринимаемого силовым цилиндром при нагружении шасси Это усилие зависит от деформаций силовых элементов и узлов, к которым в процессе эксплуатации добавляются взносы в шарнирных соединениях.
Наиболее рациональными из приведенных на рис. 19.2 являются схемы, в которых:
—— усилие, создаваемое механизмом уборки и выпуска, изменяется незначительно (о увеличением момента, создаваемого силами тяжести относительно шарнира /, увеличивается и плечо силы механизма уборки и выпуска); число узлов наименьшее, что приводит к снижению массы；
—шасси в убранном положении размещается компактнее и занимает меньший объем.
Вторая группа (рис. 19.13).
Геометрическая неизменяемость силовой схемы в выпущенном положении обеспечивается с помощью силовых замков,
Рис. 19.13. Схемы шасси II группы
которые крепят балку или силовые подкосы шасси непосредственно к конструкции самолета.
Механизмы уборки и выпуска не являются силовыми стержнями силовой схемы.
По схемам этой группы созданы конструкции носовой и главных опор шасси на ряде самолетов «Ил» и «МиГ». Схемы этой группы позволяют заня
Третья группа (рис. 19.14).
Геометрическая неизменяемость силовой схемы в выпущенном положении обеспечивается механическими замками, устанавливаемыми в механизмах уборки и выпуска.
Механизмы уборки и выпуска являются силовыми стержнями силовой схемы.
Схемы этой группы обладают рядом существенных преимуществ перед конструкциями других групп. Эти преимущества являются
следствием:
—наименьшего числа силовых элементов (всего два ——подкосная балка и силовой цилиндр, подкос, который является одновременно механизмом уборки и выпуска);
— наименьшего числа шарниров (три);
— наименьшего числа узлов (три);
——защищенности силовых механических замков от воздействия внешних неблагоприятных факторов (песок, пыль, вода, лед и т. д.);
—отсутствия влияния на расчетную силовую схему деформаций и зазоров в узлах и шарнирах, что приводит к уменьшению массы конструкции из-за более точного определения расчетных усилий, действующих в элементах схемы;
—возможности резервирования в некоторых случаях силового механического замка в цилиндре гидравлическим замком;
——большей степени надежности конструкции, которая достигается уменьшением общего числа деталей, защищенности механического замка и меньшей трудоемкости, затрачиваемой на профилактические работы в эксплуатации.
Общим недостатком, присущим схемам третьей группы, является переразмеренность гидравлической системы вследствие значительного изменения усилия, создаваемого силовым цилиндром в процессе уборки.
Четвертая группа (рис. 19.15)..
Геометрическая неизменяемость силовой схемы в выпущенном положении обеспечивается способами, применяемыми
Рис. 19.15. Схемы шасси IV группы
в конструкциях первой, второй и третьей классификационных групп.
Балка шасси состоит из двух частей (звенья В——Г и Д—Г)・
Схемы шасси этой группы применяют на самолетах, когда шасси имеет большую высоту; использование же схем шасси других групп в этом случае будет увеличивать занимаемые объемы и перерезать силовые элементы конструкции планера. Однако следует иметь в виду, что выигрыш в объеме приводит к утяжелению конструкции, так как деление подкосной балки на две части увеличивает число шарниров, узлов и силовых элементов.
В настоящее время для рационального размещения шасси в убранном положении, уменьшения занимаемого им объема и увязки силовой схемы шасси и планера применяют различные способы перемещения и разворота амортизаторов и колес с травер- 540
сами относительно балки шасси и устанавливают вторые механизмы уборки и выпуска. Перечисленные мероприятия могут быть использованы в схемах любой из четырех рассмотренных групп.
Следует также отметить, что при установке в схеме шасси двух механизмов уборки и выпуска значительно повышается надежность и живучесть основной и дублирующей энергетических систем, обеспечивающих выпуск шасси. Повышение надежности и живучести является следствием полного разобщения систем, исключающего возможное их взаимное влияние при повреждениях и выходе из строя. Два механизма уборки и выпуска применены на главных опорах шасси сухопутного варианта самолета Бак-Бреге 《Ягуар», в носовой опоре пассажирского самолета А300В, главных опорах самолетов Бристоль В175 «Британия», Хейндли-Пейдж НР88 «Виктор» и на других самолетах.
При выборе силовой схемы следует уделить большое внимание обеспечению надежности выпуска шасси и фиксации шасси на замки в выпущенном положении. Когда выпуск шасси обеспечивается аэродинамическими силами и силами тяжести, а геометрическая неизменяемость в выпущенном положении обеспечивается самими действующими силами, надежность всегда будет значительно выше*
Одновременно с выбором силовой схемы шасси выбирается и схема установки амортизатора. Если шасси имеет достаточную высоту и не накладываются ограничения на величину хода амортизатора и начальную базу между его буксами, консольно-телескопическая схема позволяет получить снижение массы шасси.
Консольно-телескопические амортизаторы нецелесообразно применять на самолетах, эксплуатирующихся на ГВПП, так как такие амортизаторы плохо воспринимают нагрузки от лобовых ударов в колесо на неровностях. На самолетах с ограниченной или небольшой высотой шасси следует применять амортизаторы, установленные по рычажной схеме или выносные амортизаторы. В этом случае даже небольшая высота шасси позволяет получить значительные перемещения колес при амортизации, что приводит к снижению действующих нагрузок и компенсирует увеличение массы самих амортизаторов, В конструкциях шасси используются и другие схемы установки амортизаторов. Амортизаторы по двухрычажной схеме установлены в конструкциях главных опор шасси самолетов «Каравелла» и Конвер B36D. Установка качающегося амортизатора применена в конструкциях главных опор шасси самолетов Ту-134 и Ту-154 Достоинством схемы является восприятие консольно-телескопическим амортизатором действующих на шасси лобовых нагрузок. Присоединение подкоса к шарниру двухзвен- ника позволяет амортизатору при обжатии отклоняться в направлении действия лобовых нагрузок.
При установке в схемы шасси многоколесных тележек их следует располагать так, чтобы в выпущенном положении шасси
первоначальный удар о ВПП при посадке воспринимался задними колесами, что способствует уменьшению лобовых нагрузок, возникающих от раскрутки колес.
КОНСТРУКТИВНЫЕ РЕШЕНИЯ, УМЕНЬШАЮЩИЕОБЪЕМЫ ШАССИ В УБРАННОМ ПОЛОЖЕНИИ
При разработке компоновки современных самолетов все труднее становится выделить объемы, необходимые для размещения шасси в убранном положении. Особенно большие трудности возникают на самолетах КВП вследствие необходимости устанавливать на них дополнительные подъемные двигатели и на транспортных самолетах, предназначенных для эксплуатации, на ГВПП, из-за увеличения числа и габаритов устанавливаемых колес.
В последнее время разработаны и стали применяться конструктивные решения для уменьшения объемов, занимаемых шасси в убранном положении. Одним из таких решений является обжатие амортизатора на величину его максимального хода в процессе уборки, которое осуществляется следующими способами.
Обжатие амортизатора на величину его максимального хода самим амортизатором, который в этом случае выполняет функции силового цилиндра и соединяется для этого с гидравлической системой самолета (рис. 19.16). Такой способ сокращения длины амортизатора может быть применен в случае, если давление в газовой камере в конце хода при обжатии гмортизатора, его геометрические размеры £>цил и d111T и давление в гидравлической системе, с помощью которой производится обжатие, связаны следующим неравенством:
Рам max ^-^цил/4 < рг. с (^Оцил/4 —~ ЛС^т/4) Т], (19.23) где Аш max ——максимальное давление в газовой камере амортизатора при его обжатии на весь ход; dmT —— наружный диаметр штока амортизатора; Опил —внутренний диаметр цилиндра амортизатора; рг. с ——располагаемое давление в гидравлической системе; П —— коэффициент полезного действия механизма обжатая.
В случае необходимости снижения величьны левой части неравенства (19.23) перед сокращением длины амортизатора, может быть достигнуто путем соединения воздушной камеры амортизатора с передаточно-разделительными емкостями (рис. 19.17), которые перед обжатием амортизатора увеличивают объем его воздушной камеры и снижают давление. Плавающие поршни в передаточно-разделительной емкости изолируют сжатый газ и жидкость, находящуюся в амортизаторе, от жидкости гидросистемы.
Обжатие амортизатора на какую-то часть его хода или максимальный ход с помощью телескопической тяги, соединяющей подвижную часть амортизатора с конструкцией планера самолета. Такое конструктивное решение применено на самолете Скай-Хоук A4D, схема шасси которого показана на рис. 19.18. Точка 542
Рис. 19.16. Схема амортизатора с его обжатием при уборке:Рис. 19.16. Схема амортизатора с его обжатием при уборке:/ — подвод гидравлической жидкости для обжатия амортизатора; " — к передаточио- разделительной емкости/ — подвод гидравлической жидкости для обжатия амортизатора; " — к передаточио- разделительной емкости
Рис. 19.16. Схема амортизатора с его обжатием при уборке:
Рис. 19.16. Схема амортизатора с его обжатием при уборке:
/ — подвод гидравлической жидкости для обжатия амортизатора; " — к передаточио- разделительной емкости
/ — подвод гидравлической жидкости для обжатия амортизатора; " — к передаточио- разделительной емкости
Рис. 19.17. Передаточно-разделительная емкость:
I — подвод гидравлической жидкости при уборке шасси; II — подвод к воздушнойкамере амортизатора; /7/ — подвод гидравлической жидкости при выпуске
шасси
Рис. 19.18. Схема амортизатора с его обжатием телескопической тягой при
уборке
крепления телескопической тяги к планеру выбирается таким образом, чтобы при уборке шасси происходило сокращение длины амортизатора. В выпущенном положении при обжатии амортизатора обжимается и телескопическая тяга, не оказывая влияния на работу амортизатора.
Перемещение амортизатора внутри подкосной балки с помощью спегиального привода (рис. 19.19). Такой способ сокращения длины консольно-телескопического амортизатора применен в конструкции главных опор шасси самолета «Конкорд».
При применении выносного амортизатора, закрепленного снаружи подкосной балки, и крепления колес к ней с помощью рычага
543
Hhe48d8n1s
tHIBFi8Hmi Rmowon°8xdo9A HdcН8ВШ OJOFiBBFIHHBm BFi8s90 8HHBmBdxo。61 ・UHd
dOLBGHldOWB
«ОХ0ОХЗМ I 寸 bioBS «§OV7SH«SU»SU — ^ VW40M «икн<од HonHdu I、код^ I
wonoHHdn йзмлчия^
*ёо *do9A Hd= soowa ojorbbrhh ・BBR8S9O 8HHBmBdxs6I JHd
wdo9A Hdu BHHasRHBaaHHaygeduBHI Z -KaoHfflmsHaosra dHHHITHn I g vos«««SXW^^XHMSOSSM I ^ idouA — 寸-BXITBhByBBhsInlABH I g SHS I Z 30 工口on — I
wndox
•HoyvEIBITOWBaxdo9A &G BdoIBmHI•doFIB 3MS5- BHHamBdxo。 .61.61 ・JHd
сокращение объема, занимаемого шасси перед уборкой, может быть произведено:
——подтягом к подкосной балке амортизатора и рычага с закрепленными на нем колесами с помощью специального привода (рис. 19 20);
——подтягом к подкосной балке рычага с закрепленными на нем колесами с помощью кинематической передачи в процессе уборки шасси (рис. 19.21).
Кинематическая передача для уменьшения объема шасси в убранном положении применена на самолете КВП Хоукер- Сиддли《Хариер》.
Одним из способов, позволяющих сократить объем шасси в убранном положении, является применение расширяющихся пневматикой. Такие пневматики в убранном положении спущены (d —— диаметр спущенного пневматика) и заполняются газом после выпуска шасси перед посадкой. Ниже приводятся характеристики расширяющихся пневматиков:
Онар, м 1,450,406
d, м 0,9650,318
(О-рО 33,521,7
Пневматик с наружным диаметром, равным 1,45 м, разработан для транспортного самолета и имеет зарядное давление (5 ... 6)« 105 Па Пневматик с £>нар = 0,406 м, пневматик высокого давления с зарядным давлением более 106 Па, изготовлен для главных опор шасси военно-транспортного самолета С-134.
Уменьшение наружного диаметра пневматика позволяет уменьшить занимаемый им объем в соответствии с отношением их диаметров во второй степени. Для колеса £>нар == 1,45 м занимаемый объем уменьшен в 2,2 раза, а для колеса с £>нар = 0,406 — в 1,6 раза.
масть третья
ОСНОВЫ АВТОМАТИЗАЦИИ ПРОЕКТ ИРОВ АНИ Я
Глава 20
ПРИНЦИПЫ ПОСТРОЕНИЯ И СТРУКТУРА СИСТЕМАВТОМАТИЗИРОВАННОГО ПРОЕКТИРОВАНИЯ
」САМОЛЕТОВ
0.1. НАЗНАЧЕНИЕ И ПРИНЦИПЫ ПОСТРОЕНИЯ САПР
Электронные вычислительные машины (ЭВМ) уже свыше 20 лет довольно широко применяются в практике проектирования самолетов. С момента появления ЭВМ они были использованы как средство, позволяющее существенно повысить производительность труда при выполнении трудоемких вычислений, связанных с расчетами траекторий самолета, его аэродинамических характеристик, расчетами на прочность и др.
Разработка теоретических основ оптимального проектирования, успехи в области вычислительной техники и программирования (практически неограниченный объем машинной памяти, режим разделения времени, средства диалогового взаимодействия человека и ЭВМ, модульный принцип программирования н т. д.) поставили на реальную почву проблему создания систем автоматизированного проектирования (САПР), позволяющих реализовать такие важнейшие достоинства применения ЭВМ в проектировании как:
——возможность быстрого и эффективного выполнения большого объема математических операций по многоразовым и легко генерируемым программам;
—возможность хранения и передачи большого объема информации в виде, доступном для быстрого извлечения и засылки данных;
—возможность визуализации результатов проектирования (как окончательных, так и промежуточных) с помощью средств машинной графики；
—возможность общения проектанта с ЭВМ в режиме диалога, обеспечивающем непрерывность творческого процесса, свойственного проектированию.
Накопленный опыт использования вычислительной техники при решении сложных научно -тех нич ески х задач показал, что решение актуальной проблемы сокращения сроков и повышения качества проектирования возможно только на базе комплексного подхода, объединяющего достижения в области вычислительной гехники @ успехами в развитии теории и методов проектирования. Именно такой путь привел к разработке САПР в их современном понимании. При создании САПР предусматривается возможность их взаимосвязи с другими автоматизированными системами, используемыми при разработке и производстве новой техники (автоматизированными системами управления, автоматизированными системами технологической подготовки производства и др.).
САПР — это организационно-техническая система, состоящая из комплекса средств автоматизации проектирования, взаимосвязанного g подразделениями проектной организации, и выполняющая автоматизированное проектирование.
Назначение САПР — повышение качества и технико-экономического уровня проектируемых изделий, сокращение сроков и уменьшение трудоемкости проектирования, а также повьпление качества проектной документации.
Разработка и внедрение САПР позволяют преодолеть диалектическое противоречие между усложнившимся содержанием процесса проектирования современных объектов авиационной гехники н существующими методами проектирования и организационными формами, в которых осуществляется процесс проектирования.
Основная цель внедрения САПР — повышение производительности труда в проектно-конструкторских организациях за счет сокращения сроков разработки и затрат на создание самолета прн одновременном повышении технико-экономических показателей проектируемого самолета. К повышению производительности труда приводят:
значительное ускорение расчетных операций и операций по обра&тке графической информации;
-увеличение скорости передачи информации между подразделениями проектной организации и сокращение сроков ее согласования;
ускорение процесса подготовки проектной документации;
частичная замена натурных экспериментов и макетирования моделированием на аналого-цифровых вычислительных комплексах;
—совершенствование организации груда специалистов, занятых рутинной работой (вычисления, обработка текстовой и графической информации), а также специалистов информационно-справочных служб;
-уменьшение объема испытаний и доводки опытных образцов авиационной техники вследствие повышения качества проектирования и уровня прогнозирования ожидаемых результатов проектирования.
Перспективы повышения качества разрабатываемых проектов при использовании САПР основываются на использовании методов многовариантного проектирования и оптимизации для поиска рациональных вариантов и принятия решений, на совершенствовании управления процессом разработки проектов и повышении творческой активности проектировщиков вследствие освобождения их от работы, не требующей высокой квалификации.
Исходя из указанных выше задач САПР и целей ее внедрения, можно сформулировать основные требования к таким системам [19, 22]. Они должны обеспечивать:
участие САПР в проектировании на всех стадиях разработки самолета для: получения и обработки информации о проектируемом объекте, генерирования вариантов проектных решений и оценки их эффективности, обеспечения иерархической процедуры координации, согласования и принятия решений в рамках единого проекта, выдачи комплекта технической документации на изготовление элементов самолета;
возможность реализации различных концепций процесса проектирования и процедур принятия решения в нем, совершенствование процесса проектирования;
максимальные удобства для работы пользователя в системе за счет следующих возможностей:
бщение с ЭВМ с помощью привычных для проектировщика входных языков;
диалоговая работа пользователя в системе при наличии режима пакетной обработки в качестве фоновой;
бработка и вывод графической информации;
абота в реальном масштабе времени;
обеспечение пользователей всей необходимой информацией (справочной, оперативной, архивной и т. д.);
параллельное ведение нескольких проектных задач g автоматическим распределением ресурсов системы между заданиями;
высокую надежность системы и легкость поддержания ее работоспособного состояния;
возможность обучения пользователей в рамках системы.
Указанные требования могут быть реализованы, если при разработке САПР следовать определенным принципам, которые можно разделить на две группы: еистемные и функциональные. Поскольку САПР является сложной системой, то при ее разработке необходимо руководствоваться принципами системного подхода. Важнейшими из них являются: принцип включения, принцип системного единства, принцип развития, принцип комплексности, принцип информационного единства, принцип совместимости и принцип стандартизации.
Принцип включения предусматривает возможность включения САПР в более сложную систему — проектную организацию, которая и определяет требования к ее созданию, функционированию и развитию.
Принцип системного единства заключается в том, что при создании, функ•彳 циониройанйи и развитии САПР связи между входящими в и ее подсистемами 专 обеспечивают целостность системы.二
Принцип развитий состоит в том, что САПР разрабатывается с учетом возможности ее постоянного развития путем расширения, совершенствования и обновления компонентов САПР и связей между ними.
Принцип комплексности предполагает обеспечение согласования и связности проектирования отдельных элементов и всего объекта в целом на всех стадиях проектирования с помощью соответствующих компонентов САПР.
Принцип совместимости заключаегся в обеспечении совместного функци-； онироваиия всех подсистем САПР и сохранении открытой структуры системы в целом. Это достигается соответствующим согласованием языков, символов. ин(}юрмациоиных и структурных связей между подсистемами и компонентами САПР.
Принцип информационного единства состоит в том, чго в подсистемах и компонентах САПР необходимо использовать единую систему терминов, символов, условных обозначений, проблемно-ориентировочных языков программирования и способов представления информации, установленных в отрасли соответствующими нормативными документами.
Принцип стандартизации заключается в проведений унификации, типизации и стандартизации подсистем и компонентов, инвариантных к проектируемым объектам и ограслевой специфике, а также в установлении правил с целью упорядочения деятельности в области создания и развития САПР.
Функциональные принципы требуют от САПР таких свойств, как эргатич- ность, коллективность пользования, доступность и легкость освоении, произвольность осуществляемых стратегий проектирования, полная автоматизация рутинных работ.
Эргатичность системы обеспечивает возможность человеку играть активную роль в ней, т. е. в режиме оперативного диалога изменять входные данные и получать ответы из интересующие его вопросы, принимать решения по ходу выполнения задачи. Коллективность использования системы позволяет одновременную работу большого числа пользователей, причем как на индивидуальной основе, так и в рамках группы разработчиков, объединенных одной проектной задачей. Остальные функциональные принципы очевидны без разъяснений.
СТРУКТУРА И СОСТАВ СРЕДСТВ САПР
Рассмотрим кратко типовую структуру и состав средств САПР в объеме, необходимом пользователям и разработчикам прикладного программного обеспечения для эффективной работы 6 рамках САПР и определения направлений ее дальнейшего совершенствования.
Рис. 20.1. Укрупненная структура САПР
По определению основу САПР составляет комплекс средств автоматизиро* ванного проектирования. Этот комплекс состоит из средств технического, программного, ииформациоиного, методического и организационного обеспечения. Функционирование системы и выполнение ею проектных задач осуществляется на основе взаимодействия комплекса с коллективом разработчиков проекта и коллективом обслуживающего персонала.
Детальная структура САПР и состав средств, на которых она реализуется, зависит от специфики организационной структуры предприятия или организации, иа которой она создается, и класса разрабатываемых ими объектов. Общая же, укрупненная структура САПР представлена на рис. 20.1.
Коллектив разработчиков проекта включает в себя всех пользователей системы» осуществляющих операции по проектированию, конструированию и технологической подготовке производства самолета. Коллектив обслуживающего персонала обеспечивает нормальное функционирование комплекса средств автоматизированного проектирования и совместно с коллективом разработчиков проекта его дальнейшее развитие в целях совершенствования процесса проектирования.
Рассмотрим назначение и структуру средств автоматизироианиого проектирования.
Средства технического обеспечения
Средства технического обеспечения САПР, образующие комплекс ее технических средств (КТС), включает в себя набор аппаратных средств вьиислитель- иой и оргаиизациониой техники, предназначенных для ввода информации в систему, обработки, передачи и хранения информации, а также для ее вывода во внешнюю среду. В состав КТС входит также вспомогательное оборудование, предназиачеииое для обеспечения нормального функционирования комплекса (ремонтно-диагностическое оборудование, блоки энергопитания, системы кондиционирования и т. д.).
Ядром КТС является центральное обрабатывающее устройство ЭВМ, в которое входят центральные процессоры, системы памяти и аппаратура связи и телекоммуникации (каналы связи). Посредством канального оборудования к центральному процессору может подключаться в различных комбинациях следующее периферийное оборудование, предназиачеииое для ввода ——вывода, передачи и хранения информации:
накопители на магнитных барабанах;
накопители иа магнитных дисках;
накопители на магнитных лентах;
устройства ввода — вывода с перфокарт;
一 устройства ввода — вывода с перфолент;
алфавитно-цифровые печатающие устройства;
электрические пишущие машинки для связи операторов с ЭВМ;
графопостроители планшетного и рулонного (барабанного) типов;
алфавитно-цифровые и графические дисплеи с дополнительным оборудованием для ввода символьной и графической информации (например, клавиатуры, световые перья, ручки управления);
устройства телеобработки данных, включая мультиплексоры (устройства, осуществляющие управление и переключение внешних каналов ЭВМ), комплекты аппаратуры передачи данных (модемы, осуществляющие модуляцию и демодуляцию сигналов в аппаратуре передачи данных по каналам связи, устройства защиты от ошибок, вызывные устройства), абонентские пульты (включая абонентские пульты на базе мини-ЭВМ).
К этому же типу оборудования относятся устройства подготовки данных для различных машинных носителей (перфокарт, перфолент, магнитных лент) и их расшифровки.
Часть из названных средств входит в состав стандартного периферийного оборудования ЕС ЭВМ, другая — включается в состав КТС САПР из номенклатуры средств, разрабатываемых специально дли систем автоматизированного проектирования. К таким средствам относятся графопостроители, дисплеи, устройства оптического считывания документов, устройства считывания графи-
Рис. 20.2. Структура комплекса технических средств САПР:工
/ — центральный процессор； 2 ——основная оперативная память； 3 ——дополнительные 4 процессоры； 4 — устройства расширения памяти ЭВМ; 5 — каналы ввода — вывода I информации; 6 — консоль оператора ЭВМ; 7 — накопители на магнитных лентах； 8 — внешняя память на магнитном диске； g — устройства выдачи данных на перфоленту; i /О — дисплеи； 11 — графопостроители, управляемые непосредственно от ЭВМ； 12 — W вспомогательная мини-ЭВМ или устройства буферной памяти； /3 — графические дисплеи ' ；| без буферной памяти； 14 — телетайпы； 15 — устройства выдачи данных на микрофильм;: 16 — алфавитно-цифровое печатающее устройство; 17 — устройства выдачи данных У на перфокарты и ввода данных с перфокарт; /8 — контрольная приставка для получе-学 ння изображения на дисплее； /9 — автономные графопостроители； 20 ——средства автома- I тического программирования; 21 — выносные дисплеи для отображения графической J информации
(диджитайзеры), устройства ввода — вывода речевой нн-(диджитайзеры), устройства ввода — вывода речевой нн-ческой информация формации.
(диджитайзеры), устройства ввода — вывода речевой нн-
(диджитайзеры), устройства ввода — вывода речевой нн-
Устройства, включаемые в состав КТС САПР, объединяюася в многомашинный вычислительный комплекс, структура н состав которого определяются конкретными условиями разработки и использования САПР.
Устройства подготовки информации ее ввода и вывода, а также хранения оперативной информации образуют автоматизированные рабочие места (АРМ) конструктора или терминальные пункты САПР.
На рнс. 20.2 в качестве примера представлена типовая структура комплекса технических средств системы автоматизированного проектирования третьего покаления.顯 獻
Для успешной реализации задач автоматизированного проектирования КТС должен удовлетворять ряду；требованвй. Так, центральная ЭВМ должна обла-国 Дать пронзводнтельностью не менее 1 млн. операций в секунду, оперативной ? памятью не менее 1 мегабайта н памятью на устройствах прямого доступа не $ менее 200 мегабайт. Должна быть предусмотрена возможность наращивания кон- |. фигурации комплекса путем организация многопроцессорных комплексов н N увеличения номенклатуры периферийных устройств. Указанным требованиям I отвечают вьиислнтельные комплексы на базе единой системы электронных вы-.； числительных машин (ЕС ЭВМ) н агрегатной системы средств вычислительной техники (АСВТ). Они обладают широкой номенклатурой программносовместнмых ЭВМ н различного периферийного оборудования. Отличительной особенностью этих ЭВМ являются универсальность, адаптируемость к прнмененню, способность к наращиванию вычислительной мощности в большом диапазоне, что очень важно для САПР.
Средства программного обеспечения
Средства программного обеспечения (ПО) — это комплекс программ, обеспечивающих функционирование КТС САПР, рациональное использование ресурсов вычислительной системы и ее адаптируемость к условиям различных применений для подготовки, отладки и решения проектных задач. Программное обеспечение САПР принято делить на стандартное (базовое) ПО и нестандартное (прикладное) ПО.
В состав стандартного ПО входяг программные средства, поставляемые вместе с ЭВМ нлн находящиеся в рамках пользователей вычислительных машин, например ЕС ЭВМ. Онн предназначены для организации работы вьинслитель- ного комплекса как универсальной системы обработки данных. В их число входят операционные системы, системы программирования, комплексы программ технического обслуживания и диагностики КТС, сервисные программы, а также пакеты прикладных программ. Операционные системы осуществляют планирование вычислительного процесса н общение пользователя с ЭВМ. Задачей систем программирования является перевод записи программ с языка пользователя на машинный язык. Сервисные программы предназначены для облегчения отладки программ и решения организационных вопросов. К пакетам прикладных программ относятся:
—пакеты, расширяющие возможности основных операционных систем, например, для обеспечения работы ЭВМ в новых режимах (режим разделения времени, режим реального времени);
—пакеты общего назначения для решения типовых научных, инженерных и экономических задач;
——пакеты специального назиачення (например, для обеспечения работы мультипроцессорных и многомашинных систем, обслуживания специальных периферийных устройств).
Стандартное ПО, представляя собой базу САПР, не позволяет, однако, решать конкретные проектно-конструкторские задачи.
Нестандартное ПО включает в себя программные средства, реализующие функциональные возможности САПР н являющиеся предметом разработки в рамках создания конкретной САПР/
В состав нестандартного ПО входят: пакеты программ, реализующие отдельные проектные операция н процедуры, связанные с разработкой проекта самолета (расчет аэродинамических характеристик, весовой расчет, прочностные расчеты н т. д.); пакеты программ диалогового взаимодействия пользователя с ЭВМ; операционная система (управляющая программа) автоматизированного проектирования, объединяющая пакеты программ в единый комплекс и осуществляющая управление процессом проектирования.
Структура и состав нестандартного ПО САПР самолета будут рассмотрены в следующей главе.
Средства информационного обеспечения
Проектирование — это прежде всего целенаправленная обработка информации, н одной из важнейших функций САПР является создание н поддержание средствами вычислительной техники динамической информационной модели проектируемого объекта н обеспечение удобного доступа к ней со стороны пользователя или коллектива пользователей с целью исследования модели н получения отчетности о ее состоянии.
Информационное обеспечение САПР — это совокупность всех необходимых для проектирования данных, оформленных в виде документов, содержащих описания стандартных проектных процедур, типовых проектных решений, типовых элементов, материалов, комплектующих изделий н т. д.
Информация вне ЭВМ циркулирует и хранятся в виде информационных документов. Информация в ЭВМ хранится в базах данных. Для управления базами данных разрабатывается специальный программный аппарат — система управления базами данных (СУБД). СУБД обеспечивает выполнение функций нормирования и преобразования баз данных н накопление в них информации, 18*551
а также поиск информации по запросам пользователей и выдачу ее в виде определенных документов. Наиболее перспективной формой организации информационного обеспечения САПР являются специализированные автоматизирован- ные банки данных (БД). Их можно определить как систему программных, языковых, технических и организационных средств и самих хранимых данных, обеспечивающую целенаправленное и коллективное использование информации, а также ее пополнение, хранение и защиту от несанкционированного использования.
Методическое и организационноеобеспечение
Методическое обеспечение САПР — это набор необходимых документов, регламентирующих состав, правила отбора и эксплуатации средств автоматизированного проектирования. Сюда же можно отнести лингвистическое (языковое) и математическое обеспечение. Математическое обеспечение включает в себя теорию, методы, математические модели и алгоритмы проектирования. При создании математического обеспечения САПР необходимо ориентироваться на использование передовых достижений теории и методов проектирования, эффективных моделей, адекватно описывающих те или иные стороны поведения объекта проектирования и его элементов, применение методов многоварнантного проектирования и оптимизации на базе системного подхода.
Организационное обеспечение САПР представляет собой совокупность правовых, руководящих и инструктивно-методических материалов, регламентирующих порядок разработки, эксплуатации и развития САПР. К этим документам относятся: положения, инструкции, приказы, штатные расписания, квалификационные требования, обеспечивающие взаимодействие подразделений проектной организации с комплексом средств автоматизированного проектирования при решении проектно-конструкторских задач; комплекс методических положений по созданию и стыковке подсистем САПР; комплекты документации по всем компонентам САПР; методика расчета экономической эффективности от внедрения САПР и др.
В нашей стране организация работ по созданию и внедрению САПР регламентируется директивными документами. Терминология, определения, основные положения по САПР утверждены ГОСТ 22487—77, ГОСТ 23501.0—79 и др.
Глава 21
МЕТОДЫ АВТОМАТИЗИРОВАННОГОПРОЕКТИРОВАНИЯ САМОЛЕТОВ
Успех автоматизации проектирования в значительной мере зависит от возможности и умения проектировщика корректно поставить задачу проектирования и дать завершенный алгоритм ее решения, т. е. формализовать ее. При этом необходимо учитывать, что три составляющие инженерного проектирования — изобретательство, анализ и принятие решений ——не в одинаковой степени поддаются формализации. Это обстоятельство делает невозможным создание полностью автоматических систем проектирования, оставляя в качестве единственно возможного пути создание человеко-машинных систем автоматизированного проектирования.
В основе анализа и принятия решений, которые в значительно большей степени, чем изобретательство, подвержены формализа- 552
ции, лежит математическое и физическое моделирование. Математическое моделирование базируется на известных физических законах, описывающих отдельные аспекты проектирования самолетов. Физическое же моделирование направлено на исследование новых закономерностей, либо непредсказуемых теоретически, либо требующих экспериментальной проверки для подтверждения выдвигаемых гипотез. При этом, когда разрабатывается принципиально новый самолет, базирующийся на еще не апробированных технических концепциях, роль и объем физического моделирования возрастает, а следовательно, уменьшается возможная степень автоматизации проектирования таких самолетов.
В данной главе на примере задачи формирования облика пассажирского самолета на этапе разработки технических предложений дается математическая постановка этой задачи, приводится физическое описание алгоритма ее решения, описываются принципы разработки и структура прикладного программного обеспечения, позволяющего реализовать этот алгоритм в рамках САПР. В заключительном разделе описываются методы решения задач оптимизации.
ОБОБЩЕННАЯ МАТЕМАТИЧЕСКАЯ ПОСТАНОВКАЗАДАЧИ ПРОЕКТИРОВАНИЯ
Задача проектирования (на примере формирования облика транспортного самолета на этапе разработки технических предложений) формулируется следующим образом: найти такой вектор параметров, характеризующих форму, структуру и размеры самолета, который бы (Обеспечивал удовлетворение требований и ограничений, предъявляемых к проектируемому самолету, и достижение минимума (максимума} целевой функции.
При проектировании самолетов применяется символьное (числовое) представление их облика набором (вектором) параметров. Число параметров, с достаточной степенью подробности характеризующих структуру, архитектуру и размеры самолета и подлежащих определению в процессе формирования облика, достаточно велико. Вместе с тем, как показывает практика и теоретические исследования, наряду с такими показателями, как схёма самолета (нормальная, 《утка», «бесхвостка», высокоплан и др.), схема силовой установки (тип двигателей и воздухозаборников и др.), основными размерными параметрами, определяющими облик самолета, являются проектное значение взлетной массы самолета /По； площадь крыла S; стартовая тяга двигателей PQ.
Набор этих параметров можно свести к двум относительным параметрам: удельной нагрузке на крыло р = mog/S и стартовой тяговооруженности 尸。—Р3(т©・
Отметим, что в процессе проектирования взлетная масса самолета играет двоякую роль. С одной стороны, масса — это размерный параметр самолета, с определения которого зачастую 553
начинается процесс выбора и согласования остальных параметров самблета. С другой стороны, она является важнейшей обобщенной характеристикой самолета, выступая в качестве результата проектирования.
Анализ связей между параметрами и летными характеристиками самолета показывает:
значение летных характеристик зависит только от его относительных (удельных) параметров: р,戶°, %, с%， К, с^, /пт.
независимо от размеров самолета, чтобы удовлетворить требованиям ТЗ по летным характеристикам, самолет должен обладать строго определенным набором потребных относительных параметров.
При этом такие параметры, как р, q, с%, К в обобщенном виде отражают внешнюю форму самолета и его размеры, а параметры Ро, Ср,历牙 выражают удельные тяговые усилия, которые должны развивать двигатели (преобразователи энергии), и удельный запас энергии.
Это определяет особое значение параметров р и Ро, которые иногда называют параметрами 《завязки» самолета. Названные аэродинамические и энергетические параметры %, % К, /пт, сР в то же время являются функциями геометрических параметров планера и газодинамических параметров двигателя, важнейшими из которых являются:
удлинения крыла, оперения, фюзеляжа XKD, Хоп, Хф (Хн ю；
— относительные толщины крыла и оперения скр, ©。口；
углы стреловидности крыла и оперения %кр, %оп;
—сужение крыла и оперения цНр, Поп；
I. оI. о—относительные площади горизонтального и вертикального оперения Sr-0, SB 0 и их расстояния от центра масс самолета Jp. о> l^b. о，
I. о
I. о
мидель фюзеляжа и гондол двигателей Sm.期 SM. д;
степень двухконтурности двигателя /и;
—степень сжатия в компрессоре Лк；
температура газов перед турбиной 7\.
Отмеченные выше схемные признаки и параметры дают только обобщенное представление об облике самолета. По каждому агрегату самолета имеется целый ряд дополнительных параметров (факторов), от рационального выбора которых в значительной степени зависит совершенство облика проектируемого самолета. Так, для крыла такими факторами могут быть величина и форма корневых наплывов и законцовки крыла, стреловидность по задней кромке, законы деформации срединной поверхности и крутки крыла, тип механизации и т. д. Для фюзеляжа — это форма поперечных сечений по его длине, форма фонаря и воздухозаборни* ков и т. д
Не менее существенное влияние на характеристики'самолёта, и прежде всего на сопротивление интерференции и балансировочное сопротивление, оказывают взаимное расположение и способы соединения'^крыла, фюзеляжа,4 оперения и воздухозаборников, компоновка шасси.
Увеличение числа искомых параметров на начальном этапе проектирования, в процессе поиска оптимального облика самолета, вследствие учета их взаимодействия может привести к улучигению характеристик самолета, однако это связано с усложнением вычислительного алгоритма и трудностями реализации его на ЭВМ. К тому же в настоящее время мы не располагаем достаточно точными и надежными алгоритмами, описывающими все многообразие связей между параметрами и характеристиками самолета, особенно на ранних этапах его разработки. По мере развития наших представлений о таких связях, а также совершенствования ЭВМ. и вычислительных методов анализа и оптимизации многопараметрических моделей, описывающих облик самолета, число искомых параметров будет увеличиваться.
Число параметров, в наибольшей степени характеризующих облик самолета и подлежащих определению и оптимизации, составляет 15 ... 20, в зависимости от схемы самолета.
Совокупность этих параметров образует вектор
X = (Х1，%2,…，％m)・(21.1)
С точки зрения заказчика самолет определяется набором характеристик, задаваемых или определяемых ТЯ ыд проектирование, Так, характеристиками пассажирского самолета являются:
——масса коммерческой нагрузки или число пассажиров 加工 (Е；
— расчетная дальность полета
—класс аэродрома базирования L旨口口，叫；
—крейсерская скорость полета, V£ и др.
Совокупность характеристик самолета, которые зависйт^ГЯГ его параметров, обозначим вектором
=(Pi‘ //з*%)•⑵*2)
Параметры и характеристики связаны между собой определенными зависимостями:
~ У1 (尤I，尤2，…，%m)；
% = % (%1，%2,…，％m)；(2L3)
Уп = Уп (无1，*2，无m)・
Равенства (21.3) называют уравнениями связи. Они отображают структуру самолета и алгоритм его функционирования, являясь математическим описанием объекта проектирования. Тогда математической моделью самолета будет вектор параметров самолета и уравнения связи (21.3).
Итак, характеристики задаются ТЗ (или получаются из него),, а значения параметров, которые с математической точки зрения представляют независимые переменные, подлежат определению в процессе проектирования. При этом численные значения параметров стремятся выбрать таким образом, чтобы удовлетворить разнообразным требованиям, диктуемым следующими основными факторами:
—техническим заданием на характеристики (тКиН ^ ^.и, Lp a Lp, VKpeflc А V* …),а иногда и на параметры самолета (/Ио ^ то, / < /* и т. д.)
—нормами прочности, летной и эксплуатационной годности;
——условиями физической реализуемости самолета.
Нормы прочности учитываются при определении проектной массы агрегатов планера и силовой установки. Основные требования норм летной годности можно записать в виде системы неравенств:
?взл - (% + 及許 I 0;
^впп — max {( ^разб. сб +亏 ^вув)； 1,67Lj!oc}a。；(21.4)
^впп+кпб — max {£взл. Сб» 2,5£ПОС} ^ 0;
Су пос. допрО^пос — 2/7 (1 —血丁)纟 0.
Здесь 尸взЛ — располагаемая тяговооруженность на взлете; Lpa36> сб, Евзл.сб — сбалансированная длина разбега и взлетной дистанции, соответственно; £вув — длина воздушного участка взлетной дистанции; %ос = l,3V3.n — (20 ... 30) км/ч.
Условия физической реализуемости для самолета требуют удовлетворения фундаментальным соотношениям, которые характеризуют любой проектируемый самолет как летательный аппарат тяжелее воздуха, способный летать в определенном диапазоне скоростей и высот, совершать маневры, взлетать и садиться на аэродромы заданного класса.
Основные из этих соотношений можно записать в следующем виде:
£ ® — 1 = 0；
%% — У = °；(21.5)
*=0；
元Т——元尸+= 0；
тг = 0.
Первое из этих уравнений — уравнение весового баланса, второе — уравнение «гравитационного» баланса, третье — уравнение энергетического баланса. Два последних уравнения отражают условия продольной устойчивости и балансировки самолета. 556
Назовем уравнения (21.5) основными уравнениями существования самолета.
При математической формулировке задачи проектирования удовлетворение перечисленным выше требованиям обеспечивается выполнением системы ограничений, которые накладываются как на параметры самолета X, так и на его характеристики К В общем виде эти ограничения записываются в виде системы неравенств:
(21.6)(21.6)xf < Xi < x®, / = 1, 2, m
(21.6)
(21.6)
/《勿(X) «办 / = 1, 2, л
Индексы《н》и《в》означают нижнюю и верхнюю допустимые границы изменения параметров и характеристик. Ограничения (21.6) определяют допустимую область изменения проектных параметров X. Эта область в сокращенной записи определяется следующим
соотношением:соотношением:Хдои = {X/g (Х)^0}.Хдои = {X/g (Х)^0}.(21.7)(21.7)
соотношением:
соотношением:
Хдои = {X/g (Х)^0}.
Хдои = {X/g (Х)^0}.
(21.7)
(21.7)
Любой вектор X, принадлежащий допустимой области (X € ^Хдоп), определяет допустимый вариант проекта самолета. Сле- дует подчеркнуть, что определение допустимой области изменения проектных параметров в условиях многообразия и противоречивости требований и ограничений, предъявляемых к самолету, представляет одну из чрезвычайно сложных и ответственных задач проектирования.
Предположим, что эффективность разрабатыв аемого проекта можно выразить скалярной величиной у, являющейся функцией проектных параметров 丫 = 丫(X). Эта функция называется критерием оптимальности или целевой функцией оптимального проектирования. Так, например, критерием оптимальности пассажирского самолета может быть приведенная себестоимость перевозки тонно- километра (см. гл. 3). Тогда среди допустимых вариантов проекта самолета может существовать проект, параметры которого доставляют экстремум величины критерия оптимальности. В зависимости от выбранного критерия ищется либо минимум, либо максимум этого критерия. Предположим, что мн ищем минимум целевой функции. Тогда задача оптимизации проекта может быть сформу- лирована следующим образом: найти оптимальный вектор проектных параметров X* =(尤厶 х2, ..., хт), доставляющий ^минимум величине критерия оптимальности^7|=似石，х2,…，xm) при выполнении системы неравенств (21.7). В краткой записи эта
(21.8)(21.8)задача формулируется следующим образом: min y(X).
(21.8)
(21.8)
X £ /он
В такой постановке задача оптимального проектирования представляет собой задачу математического программирования.
557
Рис. 21.1. Графики параметрического анализа самолета: а — R = const; тПл = const; 6 — Р° = const;/ — ограиичеиие по объему топливных баков в крылеРис. 21.1. Графики параметрического анализа самолета: а — R = const; тПл = const; 6 — Р° = const;/ — ограиичеиие по объему топливных баков в крыле
Рис. 21.1. Графики параметрического анализа самолета: а — R = const; тПл = const; 6 — Р° = const;
/ — ограиичеиие по объему топливных баков в крыле
Рис. 21.1. Графики параметрического анализа самолета: а — R = const; тПл = const; 6 — Р° = const;
/ — ограиичеиие по объему топливных баков в крыле
Краткий анализ методов решения таких задач рассмотрен в разд. 21.4. Здесь же мы отметим, что процесс выбора оптимальных параметров практически трудно, а порой и невозможно осуществить формальными методами поиска экстремума целевой функции на допустимом множестве изменения пар аметров. При исследовании параметрической модели зачастую требуется применение нефор- , мального анализа, поиск компромиссных решений.
Исследование параметрической модели предполагает сочетание расчетов с их разумной интерпретацией. Такой процесс осуществляется путем последовательных приближений, когда рассматриваются различные проектные концепции, для которых выполняются заданные требования и ограничения к проекту. Результаты таких исследований удобно представить в виде графиков, например, в координатах 恤，S, Ро либо р, Ро, нанося на них сетки постоянных значений основных летных характеристик и различного рода ограничений, определяющих область существования самолета. Примеры таких графиков представлены на рис. 21.1. Они дают проектировщику значительный объем информации, необходимый для принятия решений.
Когда расчетные летно-технические характеристики соответствуют потребным, проведен анализ чувствительности самолета выбранной конфигурации к изменению проектных параметров и ограничений, то появляется возможность, выделив из всего многообразия параметров наиболее существенные, провести их оптимизацию по выбранному критерию. Важной задачей является исследование поведения целевой функции в окрестностях оптимума, определение влияния ограничений на величину математического оптимума. Наличие такой информации облегчает принятие реши ний в компромиссных ситуациях.
212 ОПИСАНИЕ АЛГОРИТМА ФОРМИРОВАНИЙОБЛИКА САМОЛЕТА
В рамках САПР описанную выше задачу можно реализовать на основе алгоритма, схема которого представлена на рис. 21.2. Алгоритм имеет двухуровневую иерархическую структуру с рациональным распределением функций между ЭВМ и проектировщиком, являющимся высшим звеном иерархии. Операции, выполняемые проектировщиком, на схеме очерчены окружностью, а машинные операции изображены прямоугольником.
На первом этапе проектировщик осуществляет подготовку и ввод в ЭВМ входных данных. Входными данными алгоритма являются прежде всего числовые величины, определяющие значения летно-технических характеристик самолета, диктуемые ТЗ на проект. Вторая группа входных данных формируется из назначаемых проектировщиком схемных решений. На основе анализа требований к самолету, опыта разработки самолетов аналогичного назначения, изучения результатов научных исследований по перспективным направлениям авиастроения, личных творческих способностей проектировщик намечает ряд проектных альтернатив, касающихся:
— балансировочной схемы самолета (нормальная, «утка», «бесхвостка» и т. д.);
—схемы крыла (высокоплан, среднеплан, треугольное и Т. д.)；
——схемы оперения (обычная, Т-образная и т. д.)；
— схемы шасси (основные стойки на крыле, убираются либо в гондолы на крыле, либо в фюзеляж, основные стойки на фюзе^ ляже и т. д.);
——размещения двигателей (двигатели на крыле, двигатели на фюзеляже, двигатели на крыле и фюзеляже);
——типа механизации крыла по передней и задней кромкам (наличие либо отсутствие предкрылков, тип закрылков);
——типа управления (ручное, бустерное) и др.
Каждой альтернативе в алгоритме соответствует определенное число — «ключ».
Числовые значения входных данных выступают в качестве констант модели для одного варианта расчета. Их ввод осутест” вляется пользователем с пульта алфавитно-цифрового дисплея.
На основе этих данных, используя информацию, хранящуюся в банке данных, вычисляются или задаются:
—параметры стандартной атмосферы на расчетных высотах полета и расчетное число М полета;
—параметры аэродромов взлета и посадки (ЬВпп» ^впп， Ракв，。Т. Д.) J
—избыточное давление в пассажирском салоне;
—прогнозируемые значения аэродинамических характеристик Самолета (с^ отр> %з・т ^Крейс» Квзл，с%о • • ■)»
Статистические и
нормати б»。- с吵с8о чнь1е данные
户以чеmмассовыххарампери ста «
С тз }
формирование охоонои информации определение fзадание} параметров 1~ю
приближения j
Определение размерных параметроб
h网J吗
4笈
Решение
y月06斤g""8
Васанса масс
Росчсгн
х аракгпериегт丄《 сипсоой
установки
Да
Нет
ТЗ
Расчет ЛТХ
Расчет оуродинами^ески х характеристик
Компоновка и центровка ? расчет устойчивое- ти 〃 Упров^емосп7и\
Изменение
^онтигурации
Самолет
компонуется
выбор конфигурации "диапазона
Рнс. 21.2. Схема алгоритма формирования облика самолета
Расчетзкономичес^показател
4〃
измененияварьируемыхпараметров
——козффиниентн, характеризующие изменение тяги ДЁИга1еЛЯ по скорости и высоте, а также некоторые другие статистические коэффициенты, необходимые для начального приближения проекта;
——начальные значения искомых параметров (X, %, с, т], т, Тз ...)-
В алгоритме предусмотрена возможность замены статистической информации на расчетную по мере развития проекта, а также возможность назначения проектировщиком значений и диапазона изменения проектных параметров.
В основу определения основных параметров положен традиционный подход (см. гл. 4), в соответствии с которым вначале определяются параметры «завязки» проекта ——удельная нагрузка на крыло р и потребная стартовая тяговооруженность самолета Ро. В алгоритме предусмотрена возможность задания р проектировщиком.
Далее осуществляется определение составляющих уравнения весового баланса. Для этого вначале проводятся расчеты, связанные с определением массы, геометрических параметров и рабочих характеристик силовой установки. Если самолет проектируется под заданный двигатель, его характеристики могут быть непосредственно введены пользователем. Затем последовательно определяются масса топлива, расчетные перегрузки, масса крыла, оперения, фюзеляжа, шасси, оборудования, снаряжения и управления. В алгоритме предусмотрена возможность задания пользователем массы готовых изделий, входящих в комплектацию проектируемого самолета. Уравнение баланса масс записывается в следующем виде:
где тк.н ——масса коммерческой нагрузки; 血* ——сумма относительных масс конструкции, топлива, силовой установки, оборудования, снаряжения, управления; mQ ——взлетная масса самолета; Л — результат решения.
Уравнение (21.9) считается решенным, если выполняется условие 方=1 土 0,001. Решение его осуществляется итерационным способом. Используя начальное статистическое значение взлетной массы mJ и задаваясь некоторой величиной Дт, несложно найти расчетное значение взлетной массы, при которой решается уравнение баланса масс. Для ускорения сходимости алгоритма применяется прием деления приращения массы Ат пополам в случае, если знак разности (А —— 1) меняется на противоположный.
Полученное значение взлетной массы позволяет определить размерные параметры самолета и перейти к реализации итерационных циклов, связанных с удовлетворением условий энергетического баланса самолета. Для этого уточняются геометрические параметры самолета, соответствующие определенному значению взлетной массы и расчетным значениям нагрузки на крыло и
стартовой тяговооруженности. Затем осуществляется расчет азро* 1 динамических характеристик самолета. Эти расчеты позволяют 1 заменить статистические данные по аэродинамике, повторить 1 циклы расчетов по определению основных параметров самолета, | начиная с определения удельной нагрузки на крыло. Число итера- | ций зависит от того, насколько правильно были выбраны аэроди- & намические характеристики самолета на этапе формирования ； начальной информации. В рассматриваемом алгоритме условием ； выхода из итерации является удовлетворение неравенству
加 <И-1 —加(И
«0,001,
(21.10)
где moi ——значение взлетной массы самолета, определенное на i-м шаге итерации.
Следующий цикл расчетов связан с коррекцией параметров самолета из условия удовлетворения основным требованиям компоновки и цеитровки. Здесь решается задача определения рационального взаимного расположения крыла, фюзеляжа, оперения и шасси, а также размещения грузов в самолете. Эта цель достигается решением системы уравнений компоновки, отражающих следующие условия и ограничения:
—условие продольной статической устойчивости на крейсерском режиме;
условие балансировки самолета на взлетно-посадочных режимах；
условие подъема переднего колеса шасси на скорости 0,95VOTP при взлете;
纖
—условие несваливания на «хвост» самолета при стоянке на земле;
——условие незадевания ВПП хвостовой отрыве;
— условие незадевания ВПП концом с максимально допустимым креном;
пустого снаряженного
частью фюзеляжа при
крыла при посадке
— условие неопрокидывания на крыло при рулежке по земле с заданным радиусом разворота;
—условие незадевания ВПП торможении;
— условие незадевания ВПП размещении под крылом);
《носом》фюзеляжа при резком
гондолами двигателей (при их
——условие минимального разбега центровок в летном диапазоне;
—конструктивные ограничения на базу и колею шасси.
Эти расчеты связаны с определением характеристик устойчивости и управляемости самолета. Они позволяют уточнить аэродинамические и массовые характеристики самолета и осуществить в итерационном процессе согласование его параметров по приведенному выше алгоритму. Они также дают возможность осущест- 562
вить коррекцию таких конструктивных параметров самолета, как угол поперечного V крыла, угол «заклинения» двигателей, угол установки стабилизатора, балансировочные углы отклонения поверхностей управления и т. д.
Описанный выше алгоритм формирования облика самолета обеспечивает проектанта необходимой информацией о параметрах самолета, обеспечивающих удовлетворение заданных требований и ограничений к проекту и уравнений существования самолета. По сути дела, он осуществляет формирование допустимой области существования проектных параметров самолета в рамках задаваемых проектных концепций.
Однако проектант не может удовлетвориться полученными результатами, не убедившись, что фактические (расчетные) летнотехнические характеристики самолета полностью удовлетворяют ТЗ на проект, а его экономические показатели являются оптимальными.虾 收» m
Необходимую по этим вопросам информацию он может получить, проведя проверочные расчеты по определению летно-технических характеристик самолета и его экономических данных по общепринятым методикам. Оценивая результаты этих расчетов, проектант в случае необходимости изменяет «входы», прежде всего, связанные с задаваемыми проектными альтернативами, добиваясь соответствия расчетных характеристик требуемым заданием на проект либо их корректировки по согласованию с заказчиком.
Решение этой задачи связано с реализацией режима параметризации, то есть исследования влияния изменения проектных параметров на интересующие проектанта выходные величины, х ар актер изующие результат проектирования. Осуществляя построение графиков изменения выходных величин (критериев оценки) при изменении параметров, проектант на основании их анализа принимает решение о продолжении либо завершении проектирования.
Процесс параметризации тесно связан с процессом оптимизации、 параметров самолета, который представляет собой не что иное, как упорядоченный процесс многомерной параметризации. Зафиксировав ряд выходных величин и выбрав одну из них в качестве критерия оптимальности, с помощью формальной стратегии, определяемой выбранным методом оптимизации, можно найти вектор параметров самолета, при которых обеспечивается достижение экстремума заданного критерия. В качестве критериев могут выступать либо взлетная масса самолета, либо его экономические показатели, либо какая-нибудь из летно-технических характеристик. Оптимизация параметров самолета одновременно по нескольким критериям связана с трудноформализуемыми проблемами векторной оптимизации (см. разд. 21,4).
Программная реализация описанной выше системы взаимосвязанных расчетов по формированию облика самолета на этапе раз- 563
работки технических предложений осуществляется с помощью комплекса прикладных программ, структура и принципы которого описаны ниже.
СТРУКТУРА И ПРИНЦИПЫ РАЗРАБОТКИПРИКЛАДНОГО ПРОГРАММНОГО ОБЕСПЕЧЕНИЯ
Прикладное программное обеспечение, отражающее специфику задач, решаемых в процессе проектирования самолета, является частью нестандартного программного обеспечения. Как отмечалось в гл. 20, в состав нестандартного программного обеспечения,, укрупненная схема которого показана на рис. 21.3, помимо библиотеки прикладных программ входят системы управления пакетами прикладных программ (мониторы), программные средства обеспечения диалогового взаимодействия проектировщика с ЭВМ, программы управления банком данных. Они образуют общесистемное ядро программного обеспечения, в значительной мере инвариантное к объекту проектирования и типу решаемых задач. Как видно из схемы, монитор является ядром системы, обеспечивая связь между стандартным программным обеспечением ЭВМ и пакетами прикладных программ, с одной стороны, и через средства диалогового взаимодействия с проектировщиком ——с другой стороны. По инструкциям, поступающим от проектировщика через средства диалогового взаимодействия (например, алфавитно-цифровой дисплей), определяющим постановку задачи и вид потребного отображения результатов проектирования, монитор
пропроРис. 21.3. Структура нестандартного граммного обеспечения САПРРис. 21.3. Структура нестандартного граммного обеспечения САПРосуществляет формиро-;('.
про
про
Рис. 21.3. Структура нестандартного граммного обеспечения САПР
Рис. 21.3. Структура нестандартного граммного обеспечения САПР
вание и анализ расчет-父
ной модели для задан-, 域* ной задачи. Он выби- рает из библиотеки прикладных программ 礼 необходимые расчетные модули, запрашивает у пользователя или из банка данных недостающую информацию, определяет последовательность вычислений, посредством чего поставленная задача математически моделируется и решается ЭВМ.
В настоящее время для САПР разрабатываются и используются два типа мониторов. Первый, более простой
тип монитора, получивший название вызывающий^ используется для решения заранее оговоренного круга задач, оформленных в виде пакетов программ, работающих под управлением собственных управляющих программ. Монитор второго типа, называемый гибким, выполняет функции автоматического формирования из набора модулей требуемой вычислительной схемы и генерации ее управляющей программы.
Ниже рассмотрим в качестве примера организацию управления пакетами прикладных программ с помощью вызывающего монитора. Располагая определенным набором модулей, либо упр авляющи х прогр амм, оформленных в виде загрузочных модулей, пользователь сообщает системе имя требуемого для решения задачи
Рис. 21.4. Схема работы вызывающего монитораРис. 21.4. Схема работы вызывающего монитора,необходимая для работы системы,,необходимая для работы системы,модуля. Информация по модулю содержится в так называемом паспорте модуля. Паспорт представляет собой совокупность внутренних и внешних характеристик
Рис. 21.4. Схема работы вызывающего монитора
Рис. 21.4. Схема работы вызывающего монитора
,необходимая для работы системы,
,необходимая для работы системы,
модуля, позволяющих использовать его как автономно, так и в более сложных вычислительных процедурах. Паспорта всех модулей образуют каталог паспортов, хранящийся в памяти системы (на внешних запоминающих устройствах ЭВМ) и составляющих библиотеку пользователя. Общение проектировщика с системой осуществляется в форме вопросов и ответов. Реализация диалогового режима позволяет проектировщику оперативно изменять входные данные для сформированной вычислительной программы и варьировать их.
Схема работы диалоговой системы на базе вызывающего монитора представлена на рис. 21.4.
Рассмотрим более подробно организацию прикладного программного проектирования, разработка которого является сферой деятельности проектировщиков самолета.
Многообразие задач, решаемых в процессе предварительного проектирования, не позволяет формализовать их в виде единого замкнутого алгоритма. Последовательность расчетов, типы связей между параметрами и характеристиками, информационная обеспе-
ОптимизацияОптимизацияПарамерПарамер^^адание режима (работы системы^^^адание режима (работы системы^УпраоляющиеУпраоляющиеБРУУСБРУУСБЛТХБЛТХIIРис. 21.5. Структура комплекса прикладных программ формирования облика самолетаРис. 21.5. Структура комплекса прикладных программ формирования облика самолетаценность решаемой задачи висят Хак от постановки
Оптимизация
Оптимизация
Парамер
Парамер
^^адание режима (работы системы^
^^адание режима (работы системы^
Упраоляющие
Упраоляющие
БРУУС
БРУУС
БЛТХ
БЛТХ
I
I
Рис. 21.5. Структура комплекса прикладных программ формирования облика самолета
Рис. 21.5. Структура комплекса прикладных программ формирования облика самолета
за- за-за- за-Формировй^облика самолетаФормировй^облика самолетапрограммыпрограммыремимобработыремимобработыдачи, так и от стадии разра* ботки проекта. Поэтому, приступая к разработке прикладного программного обеспечения, необходимо провести —I классификацию связей по сте* 第 I пени их универсальности для 1 различных задач проектирова- 1 ния, а также по их информа- I ционной обеспеченности. Задача ! состоит в том, чтобы, не услож-
за- за-
за- за-
Формировй^облика самолета
Формировй^облика самолета
программы
программы
ремимобработы
ремимобработы
I няя чрезмерно параметрическую (модель самолета, выделить из I всего многообразия связей, опи- (сывающих совместимость пара- 二j метров самолета, его аэродана- мических, весовых и ；прочно-
стных характеристик, динамику движения, показатели эффективности, характер взаимодействия с окружающей средой и т. п., наиболее существенные.
характеризующие самолет с достаточной степенью достоверности в целом, чтобы получить надежную информацию о возможности реализации тех или иных проектных концепций для удовлетворения поставленных целей проектирования, а также меру эффективности этих концепций.
В соответствии с описанным в разд. 21.2 алгоритмом многообразие задач, решаемых на этапе разработки технических предложений, можно свести к трем основным типам:
—задачи формирования допустимой области существования проекта и определения размерных параметров самолета, удовлетворяющих предъявляемым к проекту требованиям и ограниче-
ниям;
——задачи исследования влияния изменения проектных параметров и ограничений на облик самолета и его характеристики;
—задачи оптимизации параметров самолета по выбранному критерию или системе критериев.
Такой перечень задач определяет рациональную структуру построения и основные режимы работы комплекса прикладных программ: режим формирования облика, режим параметризации и режим оптимизации. Возможная структурно-функциональная схема построения комплекса представлена на рис. 21.5.
Комплекс включает в себя главные управляющие программы режимов работы, управляющие программы для решения отдельных проектных задач и пакеты прикладных программ.
При разработке пакета прикладных программ (ППП) необходимо выполнить ряд специфических требований. Эти требования сводятся в основном к обеспечению:
—максимальной универсальности и гибкости использования, т. е. адаптируемости программ к различным постановкам задач анализа и синтеза проекта;
——возможности расширения ППП и замены отдельных разделов программы в зависимости от объекта проектирования и применяемых методов расчета;
— достаточной точности и достоверности результатов расчета при приемлемых для целей практического использования времени и стоимости расчетов.
В соответствии с блочным принципом моделирования (см. гл. 2) пакеты объединены в функциональные блоки, соответствующие традиционным научно-техническим дисциплинам, привлекаемым в процессе предварительного проектирования самолета.
Для обеспечения гибкости программного комплекса при разработке пакетов принят модульный принцип программирования, который делает комплекс открытым для дальнейшего развития, позволяя производить замену отдельных модулей, расширение их состава в зависимости от типа решаемой задачи и используемых методов расчета. В соответствии с этим принципом каждая программа, входящая в состав пакета, представляет собой набор модулей простой и сложной структуры , решающий отдельные задачи процесса предэскизного проектирования как в рамках системы, так и автономно.
Условно эти блоки разделены на три группы.
Первая группа блоков предназначена для согласования весовых, аэродинамических параметров самолета и характеристик силовой установки, определения основных размерных параметров самолета, взаимной пространственной увязки основных компонентов самолета, формирования информации для отображения результатов проектирования, а также необходимых входов в расчетные и оценочные блоки.
К этой группе отнесены: блок определения размеров самолета (БОР), блок геометрии (БГ) и блок компоновки (БК).
В БОРе осуществляется решение системы уравнений, связывающих основные параметры с потребными по ТЗ летно-техническими характеристиками, а также решение уравнения баланса масс самолета. В результате работы блока определяются важнейшие относительные проектные параметры самолета — удельная нагрузка на крыло 〃 стартовая тяговооруженность Ро — и основные
размерные йараметры самолеФ^ — взлетная масса /п0, суммарнай стартовая тяга силовой установки Р° и площадь крыла S. В блоке также вычисляются потребная стартовая тяга одного двигателя и массы основных компонентов самолета.
В БГ выполняются все необходимые расчеты, связанные с определением геометрических параметров самолета и его компонентов (линейные размеры, площади, объемы). В нем формируется информация, необходимая для решения задач компоновки самолета, аэродинамических расчетов, расчетов масс, устойчивости и управляемости самолета. По данным этого блока, а также блока компоновки осуществляется отображение результатов проектирования -на графопостроителе.
В БК производится пространственная увязка положения крыла, фюзеляжа, горизонтального и вертикального оперения, двигателей, грузов, стоек шасси из условия обеспечения требований компоновки. Эта задача сводится к решению системы уравнений, с помощью которых определяются взаимные координаты основных компоновочных групп самолета, обеспечивающие минимальный диапазон центровок, необходимую степень продольной статической устойчивости и балансировку самолета, необходимый запас боковой статической устойчивости и ряд других компоновочных ограничений.
Входами в блок являются данные по геометрии, массам и аэродинамике агрегатов, из которых компонуется самолет.
Вторая группа блоков объединяет блок аэродинамики (БА), блок весовых расчетов (БВ), блок силовой установки (БСУ) и блок продольной устойчивости и управляемости (БРУУС). Назначение этих блоков — определение вектора внешних сил и моментов, действующих на самолет на всех режимах полета.
В БА производятся расчеты аэродинамических характеристик самолета и его частей при выбранных конфигурации и размерах. Расчеты осуществляются для двух конфигураций самолета: взлетно-посадочной и полетной. Блок обеспечивает информацией решение задач компоновки самолета, расчета потребных тяг, расчета летно-технических и взлетно-посадочных характеристик, а также характеристик продольной устойчивости и управляемости.
В основу алгоритмов блока положены инженерные методы расчета аэродинамических коэффициентов дозвукового транспортного самолета, базирующиеся на результатах теории пограничного слоя, теории тонкого тела, а также эмпирических и полуэмпири- ческих ф°РмУлах» обеспечивающих приемлемую точность для расчета рассматриваемого класса самолетов на этапе предварительного проектирования.
БВ предназначен для расчетов, связанных с определением взлетной массы самолета и ее составляющих. Он состоит из отдельных модулей, дающих возможность в зависимости от качества и количества исходной информации, определяемого уровнем про-
работки проекта, получать относйтельйые и абсолютнее значения масс отдельных составляющих самолета.
Задача определения массы самолета сводится к решению уравнения 加о = X 加公 гДе mi — масса компонентов самолета, число которых зависит от назначения самолета и этапа проектирования. Поскольку большинство членов правой части этого уравнения 加丁 = / (加°), то его решение осуществляется итерационным методом.
В блоке предусмотрено наличие алгоритма нахождения массы начального приближения (первый уровень), позволяющего определить значения составляющих уравнения баланса масс и маСсу самолета на основе данных, обусловленных ТЗ (mK.H, Lp, "^照遊^, ^крейс)» статистических данных, касающихся типа силовой установки, аэродинамической схемы, а также значений удельной нагрузки и стартовой тяговооруженности, вычисляемых из условия обеспечения заданных летных и взлетно-посадочных характеристик.
Для определения массы самолета и его частей в функции варьируемых параметров при решении задач параметрических исследований и оптимизации в блоке имеется алгоритм, основанный на полуэмпирических зависимостях (второй уровень). В частности, масса составляющих конструкции самолета определяется в зависимости от геометрических параметров, условий нагружения, компоновочных особенностей. 一
Для проведения проверочных, уточненных расчетов в блоке предусмотрен также более сложный алгоритм определения массы конструкции самолета по формулам, основанным на определении действующих на конструкцию нагрузок с учетом особенностей ее конструктивно-силовой схемы (третий уровень).
В БСУ осуществляются все необходимые расчеты, связанные с определением массы и габаритов двигателя, воздухозаборников, гондол двигателей, а также высотно-скоростных и дроссельных характеристик двигателя. Эти величины вычисляются по определяемой в БОР потребной тяге двигателя Ро и задаваемым (варьируемым) газодинамическим параметрам /и, Тз и n^. Информация, получаемая на выходе из этого блока, используется для согласования параметров планера и силовой установки при формировании облика, а также для расчета взлетно-посадочных и летных характеристик самолета.
БРУУС предназначен для определения показателей устойчивости и управляемости самолета выбранной конфигурации с заданным набором параметров. В нем решаются следующие задачи:
——определение моментных характеристик самолета, приведенных к его центру масс;
—определение статических показателей устойчивости и управляемости самолета и характеристик балансировочного режима в горизонтальном полете и при маневре с постоянной перегрузкой;
—определение характеристик динамической устойчивости и управляемости в коротком периоде, реакции на «дачу» руля и ветровое возмущение.
Для решения этих задач используются алгоритмы, основанные на приближенном аналитическом определении соответствующих показателей устойчивости и управляемости самолета на базе общепринятых упрощений.
Третья группа блоков включает в себя блок расчета взлетно- посадочных и летных характеристик (БЛТХ) и блок оценки целевой функции (БЦФ).
БЛТХ состоит из двух разделов, предназначенных для определения взлетно-посадочных и летных характеристик самолета. Первый раздел предназначен для определения посадочной скорости и дистанции, длины участка пробега, скорости отрыва, длины разбега, взлетной дистанции и угла наклона траектории, безопасной скорости набора высоты, сбалансированной длины ВПП и др.
Во втором разделе осуществляется расчет летно-технических характеристик на участках набора высоты, крейсерского полета и снижения.
Входами в блок являются массивы данных, получаемых в БСУ, БА, БДК, а также переменные, получаемые в блоках аэродинамики и весовых расчетов. о
В БЦФ осуществляется р асчет экономических показателей проектируемого самолета по стандартной методике. В нем рассчитывается стоимость планера, двигателей, стоимость самолета в целом, себестоимость перевозки тонна- километр а, себестоимость капитальных вложений, приведенная себестоимость перевозки тонна- километр а, суммарная стоимость производства парка самолетов и стоимость их эксплуатации, общая стоимость программы.
В случае необходимости состав пакета прикладных программ может быть расширен, например, включением в него блока «Акустика» для расчета характеристик шума, блока «Аэроупругость» И др.
При работе программного комплекса в режиме оптимизации такой показатель, как приведенная себестоимость перевозки тонна-километра используется в качестве критерия оптимальности. Для реализации этого режима осуществляется подключение модели к блоку оптимизации (БО), который включает в себя набор программ численных методов поиска экстремума многопараметри- ческих функций с ограничениями (см. разд. 21.4).
В случае отсутствия в САПР развитого банка данных, справочно-нормативные данные, а также статистические коэффициенты и зависимости, используемые при формировании облика самолета начального приближения, могут быть объединены в специальный блок программ — банк данных конструктора (БДК).
Управление пакетами прикладных программ осуществляется с помощью главных управляющих программ, которые определяют 570
последовательность обращений к блокам или их модулям, обмен данными между ними, организуют необходимые итерационные циклы в зависимости от режима работы комплекса. Управляющая программа состоит из обращений к модулям, а также логических операторов. Обмен информацией между управляющей программой и модулями осуществляется через формальные параметры.
В целях расширения возможностей комплекса некоторые его блоки могут работать в автономном режиме под управлением собственных управляющих программ. При этом они могут решать такие задачи, как определение весовых, аэродинамических, летнотехнических, экономических характеристик, показателей устойчивости и управляемости либо самолета-прототипа, либо любого самолета, по которому имеются необходимые данные.
Рассмотренная структура программного комплекса и состав его пакетов обеспечивают автоматизацию расчетов и обработку информации на этапе предварительного проектирования самолета, позволяя разработчику проекта сконцентрировать усилия на интерпретации результатов и решении творческих задач проектирования.
Пакеты прикладных программ и управляющие программы записаны на магнитных дисках в библиотечный набор данных и вызываются оттуда стандартными средствами языка управления заданиями ЕС ЭВМ.
Для работы программного комплекса рассмотренной конфигурации требуется около 150 К оперативной памяти. Время счета одного варианта в режиме формирования облика не превышает 1 мин.
МЕТОДЫ РЕШЕНИЯ ЗАДАЧ ОПТИМИЗАЦИИ
В данном разделе дается краткий обзор численных методов оптимизации и приводятся некоторые практические рекомендации по постановке и решению оптимизационных задач проектирования на ЭВМ.
Запишем задачу оптимального проектирования (21.8) в следующем виде: min у (X);
X £ А"дОП (21.11)
Хдол = {X/gt (X) & 0, f = 1, 2,加}.
Здесь у (X)——целевая функция; gt (X) — ограничения. Эта запись означает, что подмножество проектных параметров n-мерного евклидова пространства Rn состоит из всех тех векторов X =(尤(х2, •••,尤也),для которых выполняются заданные ограничения. Как отмечалось, в такой постановке задача оптимизации проектных параметров представляет собой задачу математического программирования.
Когда поставлена оптимизационная задача, перед конструктором возникает проблема выбора метода, по возможности однозначно определяющего порядок операций, приводящих к решению. В настоящее время разработано много численных методов отимизации. Оформленные в виде стандартных процедур и хранящиеся в библиотеке прикладных программ вычислительного центра современных проектно-конструкторских организаций, они являются достоянием любого инженера. Однако выбор приемлемого метода и его практическая реализация все же представляют определенную проблему. В связи с этим дадим краткий
анализ областей применения численных методов оптимизации и укажем те из них, которые могут набти применение при проектировании самолетов.
В зависимости от вида целевой функции и ограничений различают задачи линейного программирования и нелинейного программирования (выпуклого и невыпуклого).
Задача (21.11) называется задачей линейного программирования, если целевая функция и ограничения являются линейными функциями параметра X. Численные методы решения задач такого типа достаточно хорошо разработаны. Задача решается стандартным или модифицированным симплекс-алгоритмом, позволяющим набти оптимальное решение за конечное число итераций. Если Y (X)—■ квадратичная функция, а ограничения являются линейными функциями, то задача (21.11) называется задачей квадратичного программирования. Для большинства таких задач также разработаны универсальные алгоритмы, обеспечивающие получение оптимального решения за конечное число шагов итерационного процесса.
Разработана также методика оптимизации для других классов частных задач нелинейного программирования, в которых целевая функция и ограничивающие уравнения являются полиномами относительно неотрицательных переменных 力力 冲,…，修 с положительными коэффициентами следующего вида:
〃Х)=Ер〃Х),
где р^ (Х)= с*；"%?® …尤：切；q>0;尤/>0; j= I, ...» n, а показатели степени ац, a历,••., atn ——произвольные вещественные числа.
Такие задачи, называемые задачами геометрического программирования, часто встречаются в практике технического проектирования.
В общем случае задачи нелинейного программирования, т. е. задачи, в которых и целевая функция и ограничения представляют собой нелинейные зависимости от X, не имеют единого алгоритма или Даже класса алгоритмов, обладающих универсальной пригодностью. Трудность решения задач нелинейного программирования объясняется тем, что при нелинейных ограничениях допустимая область изменения параметров Хд0П может не быть выпуклым множеством или даже состоять из ряда несвязанных областей. Для выпуклой функции у (X) и выпуклого множества Хдоп локальный минимум в то же время является и глобальным. Для невыпуклой области Хдоп даже при выпуклой функции у (風.задала нелинейного программирования может оказаться многоэкстремальной, что существенно усложняет ее решение. Эти и ряд других причин приводят к тому, что большой класс практически встречающихся при проектировании сложных технических объектов задач нелинейной оптимизации не имеет строгого решения. При решении задач нелинейного программирования используют ряд фундаментальных подходов. Один из них заключается в сведении нелинейной задачи к линейной путем замены нелинейной целевой функции и ограничивающих уравне- ний'последовательностью аппроксимирующих линейных функций.
Второй подход основан на обобщении метода множителей Лагранжа для отыскания условного экстремума.
Наиболее общий подход к решению задач нелинейной оптимизации основан на попытках преобразования задач с ограничениями к более простым задачам без ограничений. Этой цели можно достигнуть заменой переменных либо видоизменением целевой функции с помощью некоторых функций ограничивающих уравнений. Наиболее распространенным методом является метод штрафных функций, основная идея которого состоит в сведении задачи на условный экстремум к последовательности задач на безусловный экстремум, решения которых сходятся к решению исходной задачи. Это достигается добавлением к целевой функции специально составленной из ограничивающих условий функции штрафа таким образом, что минимизация вновь полученной функции препятствует любому нарушению ограничений [1 ].
Рассмотрим методы отыскания экстремума действительной функции от 九 действительных переменных, не содержащих ограничений, т. е. задачи вида
тЕу(Х)・(21.12)
Владение методами решения таких задач необходимо потому, что алгоритмы минимизации с ограничениями строятся на основе алгоритмов минимизации без ограничений. Кроме того, как мы видели, задача оптимизации с ограничениями часто решается путем преобразования ее в задачу оптимизации без ограничений.
Решение задачи (21.12) в общем виде затруднено. Можно найти только некоторую точку X*, удовлетворяющую необходимым условиям оптимальности, а именно
Если, кроме того, мы считаем, что у (X) — выпуклая функция, т. е. для любых двух векторов X】и ХЗ справедливо неравенство
Y [(1 一绅 К + 九Х2] & (1 一 九)丫 (¥)+ 九丫(X2)
при 0 & 九& 1, то X* действительно будет решением.'
В большинстве практических задач выпуклость либо не имеет места, либо не поддается проверке. В этом случае для решения задачи рекомендуется выбрать несколько начальных точек поиска и затем взять наинизшую из всех конечных точек. Такая стратегия рекомендуется для любого алгоритма оптимизации с ограничениями и без них, когда условия, гарантирующие минимум, либо не выполняются, либо проверяются с трудом.
Рассмотрим численные методы решения задачи (2.12), в основе которых лежат процедуры систематического получения последовательности векторов, т. е. точек X* …,Xk в R% таких, что
Y(X。) > Y (А4) > …> Y (井)> ...,
н оценки их эффективности при локализации точек минимума. Такие методы получили название методов спуска или методов возможных направлений [1].
Решение задачи начинается с выбора начальной точки (Х°). При этом стремятся использовать любую имеющуюся информацию о поведении функции у с тем, чтобы выбрать Х° не слишком далеко от точки минимума. После выбора начальной точки необходимо принять решение, в каком направлении предполагается располагать следующие точки, и затем — какой величины шаг должен быть сделан в выбранном направлении.
Прн любом методе спуска последовательность {X总} подчиняется условию
*+】 = Х* + 〃М, "О, 1, . . м
где dA есть направление, а || i^ j| — величина шага. Если М нормализовано, [因=1, то величина шага будет равна | /д|. Изменяя процедуру выбора dk и 於，можно варьировать методы спуска.
Механизм образования последовательности точек и его эффектывность в локализации точки минимума в значительной степени зависит от минимизируемой функции> а также от имеющейся в распоряжении проектировщика информации, которая может быть использована для следующего прогноза точки минимума.
Методы спуска подразделяют на три группы:
группа — методы, использующие только значения функций, их называют прямыми методами;
И группа — методы, использующие, кроме того, первые производные функций;
Рнс. 21.6. Графическая интерпретация двух методов отыскания экстремума целевой функции:
а — прямые методы; б — методы, использующие значения производной целевой функции
III группа — методы, которые требуют знания вторых производных функций.
Часто этн методы называют методами HyAeeosot первого и второго порядка соответственно.
Графическая интерпретация прямых методов и методов, использующих значения производных, представлена на рнс. 21.6.
Рассмотрим прямые методы безусловной минимизации многопараметрнче* ских функций. Этн методы в ряде случаев являются единственными практически применимыми. Например, если функция у (X) имеет разрывы первой производной, то методы группы Ш оказываются неприемлемыми. Если функция у (X) задана не в явном виде, а системой уравнений, относящихся к различным подсистемам некоторой системы (что н имеет место при построении моделей реальных систем или процессов), то аналитическое илн численное определение производных становится очень сложным нлн даже невозможным. Другим случаем, когда методы группы I (особенно метод случайного поиска) могут конкурировать с методами других групп, является случай, когда функция у (X) обладает несколькими локальными экстремумами.
Среди многих методов этого типа отметим наиболее часто применяемые. Это, прежде всего, метод конфигураций. Согласно этому методу для выбранной начальной точки Х° путем изменения одного или нескольких значений компонент вектора Х° обследуется ее окрестность. После нахождения приемлемого направления производятся (в этом направлении) вычисления функции прн постепенно увеличивающемся шаге. Это продолжается до тех пор, пока поиск продолжает приводить к точкам X с меньшими значениями функции 丫 (X). Если в принятом направлении не удается найти точку с меньшими значениями функции, размер шага уменьшается. После нескольких последовательных сокращений размера шага от принятой конфигурации (направления) отказываются и предпринимается новое обследование окрестности.
Несомненным достоинством метода конфигурации по сравнению с методами групп II н III, а также более сложными методами прямого поиска является то, что он не требует знания целевой функции в явном виде. Это очень важно при решении сложных экономических н технических задач, в которых система, как правило, описывается рядом связанных между собой уравнений подсистем, нз которых составлена вся система в целом. Метод требует лишь описания динамики подсистем н связей между ними.
Прн этом методе достаточно просто можно учесть ограничения, накладываемые как на отдельные переменные, так н на область поиска, как, например, нерегулярные границы н изолированные запрещенные области. Хотя этот метод и не имеет строгого обоснования, он с успехом применялся для решения слож- 574
ных задач в самых различных областях. Недостатком, метода конфигурации является то, что он может «застревать» вблизи локального минимума.
Укажем также другие методы, подобные методу конфигураций. Это м е- т о д Розенброка, согласно которому в каждом цикле производится поиск вдоль п взаимно ортогональных направлеииб, а также более сложный метод П а у э л а, в котором поиск производится вдоль сопряженных, а не ортогональных направлений, а также усовершенствован линейный поиск, который локализует действительно минимум, а не точки с меньшими значениями функций.
Особую группу среди прямых методов занимают методы случайного поиска [27].
Применение этих методов позволяет избежать «застревания» в точках, не являющихся оптимальными, что особенно опасно прн оптимизации сложных функций, обладающих большим числом локальных экстремумов. В методах случайного поиска выбор точек в области определения целевой функции осуществляется случайным образом. Вероятность достижения успеха при этом зависит от априорного знания возможного расположения оптимальных точек. Методы могут оказаться особенно эффективными прн решении задач оптимизации с дискретными переменными (т. е. задач целочисленного программирования), а также смешанных задач с дискретными и непрерывными переменными. Средн методов случайного поиска наиболее известны поиск по случайным точкам и поиск по случайным лучам.
Методы групп II н III, использующие значение первой и второй производных, вообще гоиоря, обладают большей скоростью сходимости, чем метод группы I. Однако это не означает, что онн всегда являются более эффективными в смысле затрат машинного времени, необходимого для решения задачи. Эти методы неэффективны, когда Y (А)——сложная функция, значения первой или второй производной которой не могут быть получены аналитически. Численное же определение производных может потребовать больше машинного времени, чем вычисление значений функций в необходимом для отыскания минимума числе точек. К тому же численное приближение может оказаться слишком грубым.
К методам группы II относятся различные модификации градиентных методов, т. е, методов, в которых точка Х^+〔 выбирается по отношению к К в направленны /, т. е.
X 后+1 =xk — У,
где产=#(鸡—вектор-градиент в точке Xk\ Z ——некоторая положительная скалйрная величина.
К ннм же относится метод сопряженных направлений и его частный случай 一 метод сопряженных градиентов. Средн методов группы 111 назовем метод Ньютона — Рафсона, метод Дэвндона — Флетчера — Пауэла (метод переменной метрики) и нх модификации. Методы переменной метрики и сопряженных направлений обладают суперлннейной сходимостью, поэтому их применение является предпочтительным.
Общим для всех методов группы II н 111 является то, что все они предусматривают поиск локальных минимумов на последовательности направлений (лучей). Этот поиск является составной частью общей процедуры минимизации. Поиск локального минимума целевой функции у (X) вдоль заданного иаправле- няя представляет собой задачу одномерной минимизации. Это простейшая из задач оптимизации, которая формулируется следующим образом: минимизировать у (尤)при условии а《к & Здесь у ——действительная функция действительной переменной 尤；а н b ——заданные гранивд. Разработано достаточное число алгоритмов решения этой задачи. Назовем три из них, наиболее часто употребляемые. Это метод золотого сечения, метод Фибоначчи и метод хорд.
Опыт показывает, что не существует универсального метода, который можно успешно применять к широкому кругу практических задач оптимизации облика самолета и его конструктивно-силовой схемы. В связи с этим при разработке оптимизационных программ проектирования самолетов пошли по пути применения в таких программах комбинация различных методов, например, несколь-
xy?x界…/户xy?x界…/户Рис. 21.7. Связь дели с программами тимизацииРис. 21.7. Связь дели с программами тимизациимо- оп-мо- оп-ких прямых методов и нескольких методов групп II и III. Это позволяет для начальной и конечной фазы решения задачи использовать различные методы. Характерным примером программ такого типа является разработанная специалистами фирмы «Боинг» программа AESOP (Automated Engineering and Scientific Optb misotion Program). Она включает в себя девять различных методов поиска экстремума, объединенных специальной управляющей программой, осуществляющей переход к различным методам в зависимости от поведения целевой функции при различных шагах итерации.
xy?x界…/户
xy?x界…/户
Рис. 21.7. Связь дели с программами тимизации
Рис. 21.7. Связь дели с программами тимизации
мо- оп-
мо- оп-
Опыт применения программ оптимизации показал, что их подключение к модели параметрического анализа самолетане требует
торые доработки моделиторые доработки моделисущественной доработки последней. Схема такого подключения показана на рис. 21.7. Неко- в основном связаны с необходимостью нормализа
торые доработки модели
торые доработки модели
ции варьируемых параметров, ограничений и целевой функции, а также с обеспечением свободы манипулирования проектными параметрами на входе модели.
Для того чтобы подчеркнуть роль оптимизации в процессе проектирования самолета, приведем один пример использования программы AESOP при оптимизации параметров проекта гиперзвукового пассажирского самолета. Совместная оптимизация только пяти параметров самолета (р, Р, %кр, %ф, избыточное давление в кабине) позволила увеличить целевую функцию (число пассажиров) на 15 % по сравнению с номинальным значением, полученным при традиционном
проектировании.
Отметим некоторые другие методы математического программировани я, которые могут найти применение при решении проектных задач на различных этапах проектирования. Оптимизация многошаговых процессов, описываемых конечными и дифференциальными уравнениями, осуществляется методом динамического программирования. Он представляет собой алгоритм определения оптимальной стратегии управления на всех шагах процесса. Оптимальное решение на каждом шаге устанавливают с помощью методов дифференциального исчисления или нелинейного программирования.
Сюда же примыкает дискретный принцип максимума, являющийся распространением принципа максимума Понтрягина на дискретные процессы. Эти методы находят применение в некоторых задачах, связанных с оптимизацией траектории полета, а также с расчетом систем управления.
Рассмотренные выше методы оптимизации относятся к области исследования детерминированных (неслучайных) функций и процессов, одиако в практике проектирования приходится решать оптимизационные задачи, в которых необходимо учитывать случайные факторы. Такие задачи решают методами стохастического программирования. Обычно при решении подобных задач рассматривают математяческие ожидания величин, т. е. сводят стохастическую задачу к детерминированной, что не является строгим, либо привлекают линейное программирование для решения стохастических задач. Эти методы применяют при анализе моделей, описывающих конфликтные ситуации.
В заключение отметим, что в практике проектирования самолетов могут возникать задачи многокритериальной оптимизации. Допустим, мы хотим получить наилучшие значения для нескольких характеристик самолета, например, максимизировать дальность полета, минимизировать потребную длину ВПП и взлетную массу самолета. Как правило, эти характеристики, выбираемые в качестве критериев, противоречивы, и оптимизация по каждому из них привела бы к разным значениям проектных параметров X. При многокритериальной задаче в об-
щем случае решение не является оптимальным ни для одного из частных случаев, В то же время оно является компромиссным для векторного критерия
q(X)= [%(Х)，…，Ym(X)]・
Такое решение называется областью компромиссов или областью решений, оптимальных по Парето [17]. Такая оптимальность означает, что нельзя дальше улучшить значение одного из частных критериев, не ухудшая значение хотя бы одного из остальных. Для определения минимума по Парето необходимо перейти от задачи векторной оптимизации к задаче нелинейной оптимизации со специально сконструированной скалярной целевой функцией, т. е. решить задачу свертывания векторного критерия оптимальности.
Способы свертывания векторного критерия оптимальности зависят от информации о степени сравнимости частных критериев оптимальности [9].
ПРИЛОЖЕНИЯ
ТИПОВАЯ ВЕСОВАЯ СВОДКА САМОЛЕТА
Конструкция самолета.
1. Крыло (включая герметизацию топливных отсеков).
Фюзеляж (включая герметизацию отсеков).
Оперение (включая фор кил и и шайбы).
Шасси (включая створки и обтекатели).
Окраска.
Силовая установка.
Двигатели (основные и вспомогательные).
Воздушные винты с коками и креплением (для самолетов с ПД и ТВД).
Средства установки двигателей:-
гондолы двигателей с воздухозаборниками, воздушными каналами и реактивными соплами (если двигатель конструктивно не связан с фюзеляжем);
пилоны;
капоты;
моторы и узлы крепления;
механизмы поворота двигателей (для самолетов вертикального взлета и посадки).
Системы двигателей:
система регулирования воздухозаборников;
система выхлопа;
система реверсирования тяги;
маслосистема;
система охлаждения;
система огнетушеиия;
система управления двигателями;
система контроля работы двигателей;
противообледенительная система силовой установки.
Топливная система:
топливные баки с протекторами;
установочная арматура баков;
система подачи топлива (топливопроводы и насосы);
система наддува (инертным газом);
система автоматического управления расходом топлива;
система заправки;
система аварийного слива;
система заправки в полете.
Оборудование и управление.
Гидросистема:
источники энергии;
арматура, баки, коммуникации;
рабочая жидкость;
крепления и эксплуатационные устройства.
Пневмосистема^
а)*источники энергии;
арматура, баллоны, коммуникацииJ
сжатый воздух；
детали крепления и эксплуатационные устройства.
Электрооборудование:、
генераторы и аккумуляторы;
преобразователи энергии；
электропроводка, аппаратура, детали крепления и эксплуатационные устройства.
Управление самолетом:
управление рулями и элеронами;
управление закрылками, предкрылками, интерцепторами;
управление другими механизмами и агрегатами (кроме силовой установки).'
Радиооборудование:
аппаратура радиосвязи；
радионавигационное оборудование;
радиолокационное оборудование;
системы автоматического взлета и посадки.
Примечание. Радиооборудование включает коммуникации, антенны, аппаратуру и устройства крепления.
Аэронавигационное оборудование:
аэронавигационные приборы;
приборы контроля работы систем и механизмов (кроме силовой установки);
автопилот;
вычислительные устройства, пульты, приборные доски.
Противообледенительная система.
Система теплозвукоизоляции кабин и приборных отсеков.
Оборудование жизнеобеспечения и бытовое оборудование:
сиденья экипажа;
сиденья пассажиров;
система кондиционирования;
кислородная система;
туалеты;
кухни и буфеты (для пассажирских самолетов);
гардеробы и багажники (для пассажирских самолетов);
противопожарное оборудование кабин;
система катапультирования экипажа.
Специальное оборудование, вооружение и бронирование:
система автоконтроля работы оборудования и конструкции самолета;
пушки, пулеметы с установкой (без боезапасов);
детали установки и оборудования ракетного вооружения;
оборудование бомбардировочное, крепление устройств активной н пассивной защиты;
бронирование экипажа и оборудования;
фотооборудование, системы обнаружения и т. п.;
швартовочное (несъемное) оборудование.
Пустой самолет.
Конструкция самолета.
Силовая установка.
Оборудование и управление.
Снаряжение н служебная нагрузка.
Экипаж:
летно-подъемный состав с личными вещами;
вспомогательный состав (бортпроводники н т. п.).
Вода^в буфете н умывальниках (пассажирские самолеты).
Невырабатываемое топливо.
Масло.
Расходуемые в полете технические жидкости (например, противообледенительная жидкость).
Продукты в буфете пассажирского самолета (с контейнерами).
Литература для пассажиров, ковры, чехлы для снденнй, аптечка н т. п.
Спасательное оборудование (лодкн, аварийные трапы н т. д.)-
Запасные части, бортннструмент, чехлы для агрегатов самолета, сигнальные ракеты.
Подвесные бакн (без топлива), комплекты съемных подвесок для спец- грузов, съемное санитарное оборудование.
Контейнеры для багажа, грузов н почты.
Снаряженный самолет.
Пустой самолет.
Снаряжение.
Служебная нагрузка.
Топливо.
Расходуемое топливо.
Навигацноннын запас.
Топливо в дополнительных н подвесных баках.
Целевая нагрузка.
Бомбы, торпеды, ракеты.
Боезапас (патроны, снаряды).
Спецгрузы.
Снаряжение для фоторазведки.
Истребители, бомбардировщики, разведчики
5. Десантники с вооружением н пара
Военно
шютами.
транспортные
6. Боевая техника, включая вытяжные н
самолеты
основные парашюты, платформы.
7. Пассажиры.
\Пассажирские само-
8. Багаж, грузы, почта.
/леты.
9. Химикаты (сельскохозяйственный самолет).
Полная нагрузка.
Снаряжение н служебная нагрузка.
Топливо.
Целевая нагрузка.
Взлетная масса самолета.
L Масса пустого самолета.
2・ Масса полной нагрузки.
П. ХАРАКТЕРИСТИКИ АВИАЦИОННЫХ КОЛЕС
Диаметр X X ширина, мм
Стояночная нагрузка, кН
Максимальная нагрузка, кН
Давление в шине, МПа
Масса колеса, кг
Работа шины, кДж
Тормозные колеса (пневматики высокого давления)
570Х 140
12,0
52,5
0,7
41」
1,9
600Х 155
18,0
68,0
0,8
50,6
2,75
600X155
21,0
58,0
0,68
50,8
2,45
600Х 160
28,5
83,0
0,87 ... 0,92
53
3,15
660Х 160
35,0
100,0
1,25
42
4,00
660X200
38,400
120,0
1」
55,4
5,50
800X200
44,5
165,0
1,05
107,4
9,30
800Х 200
55,0
184,0
1,25
104,5
J0,30
800Х 225
42,0
142,0
0,8 ... 0,9
80,8
8,00
880义 230
51,0
160,0
1/
128,5
9,10
930X305
72,0
190,0
0,8
121,5
14,50
950X250
46,0
140,0
0,9
127
8,20
1000Х 280
62,0
254,0
1,1 ... 1,2
158
16,90
1050X300
63,0
190,0
0,65
144
15,70
1100X330
105,0
340,0
1,0
225
30,00
1150X355
120,0
360,0
0,85
251,7
32,20
1160X290
110,0
360,0
1,45
272,5
26,00
1230X260
14,0
350,0
1,4
328,0
22,00
1300X380
240,0
640,0
2,0
395,0
49,00
1500Х 500
200,0
680,0
0,92
446,3
89,00
1500X500
260,0
815,0
1,1
339,8
109,00
1700X550
230,0
780,0
0,95
556,0
100,00
Тормозные колеса (пневматики арочного типа)
500Х 180
13,5
47,0
0,6 ... 0,7
31,0
1,50
700X250
29,7
65,0
0,4
36,0
3,60
840X300
38,0
110,0
0,52
84,0
6,80
865X280
38,0
120,0
0,55
121,0
7,45
950X350
48,0
153,0
0,52
118,0
12,00
1100X400
79,2
244,0
0,65
200,0
18,40
1325X480
150,0
390,0
0,6
211,5
43,70
Тормозные колеса (пневматики полубаллонного типа)
500X150
4,80
18,0
0,25
15,1
0,60
600Х 180
13,0
45,0
0,45
23,7
2,00
800X260
28,0
89,0
0,45
58,5
6,70
900X300
38,3
123,0
0,47
84,5
10,55
1200X450
60,0
208,0
0,38
132,0
26,00
Нетормозные колеса (пневматики высокого давления)
600X155
14,9
51,5
0,6
21,5
2,20
660Х 160
22,5
61,0
0,75
29,0
2,27
660X200
15,0
65,0
0,6
26,4
2,75
660X200
41,0
130,0
1,2
31,9
6,10
900X275
31,5
130,0
0,55
58,5
8,80
1100X330
95,0
310,0
0,9
119,0
22,60
Нетормозные колеса (пневматики арочного типа)
480X200
7,0
41,5
0,45
11,7
1,90
700X250
31,0
75,0
0,45
29,2
4,10
ПОЛЯРЫ САМОЛЕТОВ НЕКОТОРЫХ ТИПОВ
Ниже приведен расчет и графики типовых поляр дозвуковых и сверхзвуковых самолетов (рис. Ш-1...111-6). Эти данные могут быть использованы при выполнении дипломных проектов. Поляры дозвуковых самолетов даны при числе М полета <Мкрит. Уравнение поляры при М V Мкрит имеет вид (механизация крыла и шасси убраны)
(ИМ)
Здесь с“ 一 коэффицдент подъемной силы, соответствующий сх mln. Если 伽= =0, ю сх mm = с*©, где с%。соответствует су — 0. В первом приближении
以 min = (0,9 + 0J5M) [ЗС/ (1 + 3,3cCp) cos % +
+ 0,009Son/S + (0,008Хф + 0,5/%) Sm. ф/5 + 味「. д5г/д/5 + 0,0002]. (Ш-2)
турбу-крылатурбу-крылаО с 0,455工工
турбу-
крыла
турбу-
крыла
Здесь С/ н— коэффициент трения крыла в случае обычного
]328
лентного обтекания (по Шлихтингу); Cf = =： коэффициент трения V Re
в случае ламинарного обтекания (по Блазиусу, если имеется, например, отсоо пограничного слоя); число Рейнольдса
(ПЬЗ)(ПЬЗ)Ркрейс」02
(ПЬЗ)
(ПЬЗ)
1,46 + 0,25 ・ 10-4 出 + 1,94.10-8Я2
где Укрейс в м/с; Н — высота полета, м; Sr. д — площадь миделя гондол всех двигателей.
Рис. Ш-1. Поляры легкого самолета о двумя ТВД:
S == 40 м” 儿 r 9； % н 0°; % =® 0,17; ск ^ 0,12; d, = 2 м； механизация крыла: предкрылки и одиощелевые закрылки ①аулера； / т с# 总)без механизации； 2 4 cg(СС) прн взлете (6^ ^ 20°, без предкрылков)： 3 — с, (ос) при посадке (6§ н 40°f о предкрылками)； 4 "*%(%) без механизации (шасси убрано); 5 —• с,Л при взлете (шасси выпущено);
6 I % (%) при посадке (шасси выпущено); 7 — су Отр; 8 — су поО
Рис. Ill-2. Поляры легкого дозвукового самолета с двумя ТРДД:
S =« 32 M2；儿=9； % == 20°; Со = 0,14; % = 0,10; && 工 2 м; механизация крыла： пред-крылки и двухщелевые закрылки Фаулера. Пояснения к кривым— см. рис, Ш-1
S ~ 100 м2,1 九 0 8; % N 25°; Со = 0,14; Ск = 0,10; d^ = 3,4 м; механизация крыла как на рис. Ш-2. Пояснения к кривым — см. рис. 1II-1
Рис. Ш4 Поляры дозвукового аэробуса с четырьмя ТРДД：S = 350 м2;九=7,5; % = 30°; % = 0,14; % ^ 0,10; % = 6 м; механизация крыла* предкрылки и трехщелевые закрылки Фаулера. Пояснения к кривым — см. рис. Ш-1Рис. Ш4 Поляры дозвукового аэробуса с четырьмя ТРДД：S = 350 м2;九=7,5; % = 30°; % = 0,14; % ^ 0,10; % = 6 м; механизация крыла* предкрылки и трехщелевые закрылки Фаулера. Пояснения к кривым — см. рис. Ш-1Рис. Ш-5. Поляры сверхзвукового маневренного самолета на балансировку):Исходный самолет： Ро = О,7; ро=5ОО даН/м2; х==40°;儿=3; 5„ 工Рис. Ш-5. Поляры сверхзвукового маневренного самолета на балансировку):Исходный самолет： Ро = О,7; ро=5ОО даН/м2; х==40°;儿=3; 5„ 工(с учетом потерь4%;т^ =』0,(И(с учетом потерь4%;т^ =』0,(И
Рис. Ш4 Поляры дозвукового аэробуса с четырьмя ТРДД：
S = 350 м2;九=7,5; % = 30°; % = 0,14; % ^ 0,10; % = 6 м; механизация крыла* предкрылки и трехщелевые закрылки Фаулера. Пояснения к кривым — см. рис. Ш-1
Рис. Ш4 Поляры дозвукового аэробуса с четырьмя ТРДД：
S = 350 м2;九=7,5; % = 30°; % = 0,14; % ^ 0,10; % = 6 м; механизация крыла* предкрылки и трехщелевые закрылки Фаулера. Пояснения к кривым — см. рис. Ш-1
Рис. Ш-5. Поляры сверхзвукового маневренного самолета на балансировку):
Исходный самолет： Ро = О,7; ро=5ОО даН/м2; х==40°;儿=3; 5„ 工
Рис. Ш-5. Поляры сверхзвукового маневренного самолета на балансировку):
Исходный самолет： Ро = О,7; ро=5ОО даН/м2; х==40°;儿=3; 5„ 工
(с учетом потерь
4%;т^ =』0,(И
(с учетом потерь
4%;т^ =』0,(И
Рис. III-6. Зависимость d^x п0 числу М полета для сверхзвукового мане-вренного самолета
В формуле (Ш-2) сср — средняя (эквивалентная) относительная толщина крыла (по полету),
(ПЬ4)(ПЬ4)7 —2 f cdz 电 + 闻
(ПЬ4)
(ПЬ4)
ср— / — % J г 2
%/2
Коэффициент аэродинамического сопротивления гондол двигателей, входящий в (Ш-2), зависит от степени двухконтурности турбореактивных двигателей (точнее — от формы гондол двигателей):
/и.. О 246
以г 仄0,10,10,085 0,065
Эффективное удлинение крыла в формуле (ПЬ1) можно найти по следующей формуле:
где 入 ——геометрическое удлинение (Х> 5); %рад ——угол стреловидности крыла по 1/4 хорд, радиан; М — число М полета.
При построении линейной зоны графика су (а) (для 入 > 3; без учета влияния экрана) можно воспользоваться производной
书=。，1。6 (飞^+等尸，(UL6)
где % — стреловидность по 1/4 хорд, градус.
Типовые поляры сверхзвукового маневренного самолета (см. гл. 10) даны на рис. Ш-5. Для пересчета поляры на различные значения тяговооруженно- сти (определяющей мидель фюзеляжа) и нагрузки на 1 м2 крыла при взлете (определяющей площадь крыла) можно воспользоваться следующей формулой ：
% =С胃+A7, где_
Aj = с 當 G^0,5)；(IIL7)
僚сх —см. рис. Ш-5； c^qX — см. рис. Ш-6.
ХАРАКТЕРИСТИКИ ТУРБОРЕАКТИВНЫХАВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
Предлагаемые ниже характеристики двигателей (табл. IV-1, IV-2 и рис. IV-1...IV-5) предназначены для расчетов в процессе пре два ритель ного проектирования самолетов. В табл. IV-1 приводятся основные характеристики ТРДФ, ТРДД и ТРДДФ с различной величиной тяги. Для взлетного режима даются значения максимальной тяги, соответствующего ей удельного расхода топлива, степени двухконтурности, степени сжатия в компрессоре, температуры газа перед турбиной и секундного расхода воздуха. Кроме того, дается значение удельного расхода топлива в крейсерском полете, длина двигателя, максимальный диаметр, масса и удельный вес. Указывается самолет, на котором установлен данный двигатель.
5855853《Высотно-скоростиые характеристики. Рекомендуемые зависимости (см. рис. IV-1...IV-5), не являясь характеристиками каких-либо конкретных двигателей, с достаточной степенью точности отражают влияние высоты и скорости, полета на тягу и удельный расход топлива современных авиационных двигателей (на графиках приведены относительные значени-я величины Р и %)•
585
585
19 С. М. Егер и др.
Рис. IV-1. Высотно-скоростные характеристики ТРДД (т = 0,5 ... 1,5),рассчитанного на дозвуковые скорости полета
Рнс. IV-2. Падение тяги ТРДД и увеличение удельного расхода топливапо скорости при Я = 0
Рнс. IV-3. Высотно-скоростные характеристики ТРДД (т = 4... 6), рас-считанного на дозвуковые скорости полета
—навннняы)GWW «5§к ёолоз ЕН OJOHHEIHh。 Rd ни КМЯЬОЯ^Ё«Л«К ^ЕКЬООЛО8«ОКЬООЕМ .gAI JHd
Рнс. IV-5. Завнснмость приведенного расхода воздуха для различных ТРДи ТРДД от температуры полного торможения:
тд0 — стартовый секундный расход воздуха (см. табл. IV-1)
Как было показано в гл. 16, характеристики ГТД имеют определенные отличительные особенности, обусловленные типом двигателя, максимальной скоростью полета н т* д., но прн выполнении расчетов к дипломному проекту этими особенностями в высотно-скоростных характеристиках можно пренебречь. Поэтому приведенные выше характеристики сверхзвукового ГТД (рассчитанного на 就& 3,3) можно в данном случае рассматривать как характеристики ТРД (и ТРДФ), а также ТРДДФ, предназначенные для современных истребителей, многоцелевых самолетов и самолетов с крейсерской скоростью, соответствующей числу М = 2,0...3,0. Высотно-скоростные характернстнкн дозвуковых ТРДД приводятся отдельно. Высотно-скоростные характеристики подъемных двигателей для СВВП н СУВП можно отождествить с характеристиками дозвукового ТРДД.
На графиках даны относительные значения тягн и удельного расхода топлива (отнесенные к стартовым значениям указанных величин), следовательно, завнснмости Р (М, Я) н % (М,用 можно получить для любой выбранной величины Ро И Ср。.
Прн Н > И км, неизменном режиме работы двигателя и М = const удельный расход топлива остается постоянным, а тяга двигателя изменяется пропорционально плотности нлн давлению атмосферного воздуха, поэтому она опре- деляется простым пересчетом. Например, для какого-либо значения числа М
Pj广 PiEs/Pii илн「2产 Р«%о/%； Ju = ‘PS ='网5 = CP^'
Переход от режима набора высоты к режиму крейсерского полета (значения СР Ирейс см. в табл. IV-1) осуществляется дросселированием двигателя (снижением частоты вращения рогора). В крейсерском полете чнсло оборотов ротора п = =(0,8...0,9) пшах.
Для сверхзвукового"крейсерского полета на больших высотах применяется обычно режим частичного форсажа (как правило, малый форсаж). Частота вращения ротора прн этом также несколько снижается.
Удельный расход криогенного топлива (жидаий водород) определяется простым пересчетом о удельного расхода углеродного топлива (керосин):
%В8»Срне"2,5.
эииэьв иевн
J
J
J
J
応
导 к
卫宜^ 逹巨
叫
砲
g
о
о
6
耳
6
о
9
g
w
сч
о 6 сч
S 寸
о ;
9 9
9
CO
о
6 со
сч 00
00
со о
co
h旧吃
о
со
6
寸
00 of
СО of
寸
of
(h・H®N)/」x
•эцэам do
00
CO о
ео
О
о
о
9 О
C0
СЧ
со
8
仪
О
g
00 СЧ
寸
6
СО
00 寸
CO 6
寸
O1
巨
О
§
CD
大
I
嵯
о
N
00
00
CO
CD
£Д
(h ・Н92)/」у
о
% о
9
9 из
飞寸
二 W
9 У C
9 CO
s
s 9
О S
S сч
区导 co CO co a
О
co
о
СЧ 寸
dg
i|
d
包
3 口
е§лн X Wdl -esH MasssvaMOV XMSfaus&BB «зяяозо
■AI «^ я ч^« н
S
QL Продолжение табл. IV-1
Взлетны" режим" 一
Класс тягн,Фирма, страна,3a
НаНмаркаНVW5 Т®
晋»y^g^WW^Самолето
-I_£ 哀 & Y 公 / й 盘 3 £ *1
Роллс-Ройс,U 1 ”
«Сп5» 255 250] 0,65 0,7 211330 94 0,82 2,78 0,94 1170 0,22ВАС-111г
СССР Д-301 6 800 0,62118,4 1120 140 0,77 3,98 1,05 1550 0,23 Ту-134AГ
4 600 …9 200 Роллс-Ройс6 850巾 2 17ф
RB-199-023 800 0,'б1】，2 23,5 1550 71 0,78 3,2 0,87 860 0,13 Панавиа 200 В3
Пратт-Унтни °с
JT8D-2098 390 °，56 1,66 18,5 1290 218 0,73 4,41 1,25 I860 0,22月°院「
Д^^енер ал
Электрик CFM.56 10890 °'36 6,1 24,9 1560 376 0,65 3,43 1,74 2090 0,19 Боинг 707-500 Г
9 20018 400Пратт-Уитни 11 350巾 2,25巾 Л
F-1006 900 0,68 °'7 241590 102 0,82 4,85 1,18 1371 0,12F-15; F-16 в4
■1
СССРД-ЗОКУ 11 500 0,49 2,4 18,2 1390 340 0,7 4,6 1,46 2400 0,211 Ил-62Мг
1 Ту-154M
Продолжение табл. IV. 1
Класс тяги, ДаН
фирма, страна, марка
Взлетный режим
s
га 中
s
Q
Самолет
w
X
Пратт-Уитнн J58
14 740ф
10 430
1,9ф
0,75
0
12
1200
140
1,5
4,57
1,27
2950
0,2
SR-71
В5
9 200 ... 18 400
Дженерал-
Электрик CF6-32
16 700
0,37
4,9
23,3
1535
484
0,66
3,73
1,93
3110
0,19
Боинг 757
Г
Роллс-Ройс «Олимп» 593
17 260巾
15 940
1,75 巾 0,7
0
14,8
1410
204
1,19
4,75
1,21
3390
0,2
《Конкорд»
Г6
Пратт-Уитни
JT9D-1
19 000
0,35
5,1
24,5
1510
542
0,64
3,55
2,1
3550
0,19
DC-10; L-1011
Г
18 400... 36 500
Роллс-Ройс RB-211-524B
22 700
0,39
4,4
28
1550
645
0,65
3,63
2,17
3950
0,17
Боинг 747; DC-10-30
Г
Дженер ал- Электрик CF6-80C
26 300
0,34
4,7
26
1595
754
0,59
4,2
2,5
4600
0,18
Боинг 747-200B
Г
П р и м е ч 5 1 Мщах — 1,7; * 9
а н и я. m — степень двухконтурности ТРДД； Г — грюкданский; В二£6譬雷 *_ 狼£ = 0,85; 3 Mmax = 2,1; 4 Mmax = 2,5 (на самолете F-15); Мщах - 33 Mmax -
-■
—форсажный режиму 2,3.
a >
E n
H 弓 9 E
I
x S КС
К
義
g
产
I 5 < 1 f 1 f s f ё 1
§ 1 2 g § i в s
^三 &8 爲
寸寸ZZ
§ 二 I.I
^ § 2 SЙ S<
学窗s fe弋图&:当砲唸
g оО о3 о -Г о"-Г
S §母诿營&營^
ООО。ооо
1 § § S2 S § ^ §
i I i 譴羁 1 i i В 1
л л q 8Уу
§ § § °° °§ g
§ %也&22崑當
吗宕^^III声|e
|§ 5^5? 5S懿證 Is f| 義
5S®S®3y
«^«^V^Vq<CQ <CQ <ca <s5 Dsg4
V. ОБЩИЕ ВИДЫ И ХАРАКТЕРИСТИКИСАМОЛЕТОВ
Ниже приведены основные характеристики н общие виды (в произвольном масштабе) военных н гражданских самолетов (рн& V-1...V-29; табл. V-1...V-4). Эти данные могут быть полезны прн дипломном проектировании.
Рнс. V-1. Истребитель «Мнраж» 2000 (Франция)
Рис. V-2. Многоцелевой истребитель «Супер Мираж» 4000 (Франция)
Рис. V-3. Истребитель-бомбардировщик «Ягуар» (Англия—Франция)
Рис. V-4. Многоцелевой истребитель SAAB-37 «Вигген» (Швеция)
Рис. V-5. Многоцелевой палубный истребитель Грумман F-14 (США)
Рис. V-7. Истребитель Джене- рал Дайнэмикс Р-16(США)
Рие. V-8. Стратегический разведчик Локхид SR-71 (США)
595
Рис. V-9. Многоцелевой самолет Дженерал-Дайнемнкс F-ША (США)
Рис. V-l 1. Штурмовик Фэрчайлд-Рипаблнк А-ЮА (США)
Рис. V-12. Стратегический бомбардировщик Рокуэлл В-1 (США)Рис. V-12. Стратегический бомбардировщик Рокуэлл В-1 (США)
Рис. V-12. Стратегический бомбардировщик Рокуэлл В-1 (США)
Рис. V-12. Стратегический бомбардировщик Рокуэлл В-1 (США)
Рис. V-10. Вертикально-взлетающий истребитель Хоукер-Снддли «Ха-рнер» Мк. 4 (Англия)
Рис. V-13. Военно-транспортный самолет Локхид С-5А (США)
Рнс. V-15. Транспортный и грузовой самолет Ан-72 (СССР)
Рис. V-14. Транспортный и грузовой самолет Ил-76Т (СССР)Рис. V-14. Транспортный и грузовой самолет Ил-76Т (СССР)
Рис. V-14. Транспортный и грузовой самолет Ил-76Т (СССР)
Рис. V-14. Транспортный и грузовой самолет Ил-76Т (СССР)
Рис. V-16. Экспериментальный военно-транспортный самолет Макдон-нелл-Дуглас YC-15 (США)
Рис. V-17. Широкофюзеляжный аэробус Ил-86 (СССР)
Рис. V-18. Пассажирский самолет для авиалиний большой протяженности Ил-62 (СССР)
Рис. V-20. Пассажирский самолет для авиалиний средней протяженностиЯк-42 (СССР)
А
Рис. V-19. Пассажирский самолет для авиалиний средней протяженности Ту-154 ' (СССР)
Рис. V-21. Широкофюзеляжный аэробус Локхид L-1011 «Тристар» (США)
7 “М・Н：
Рис. V-22. Пассажирскийсамолет для авиалинийсредней протяженностиБоинг 737-200 (США)Рис. V-22. Пассажирскийсамолет для авиалинийсредней протяженностиБоинг 737-200 (США)
Рис. V-22. Пассажирскийсамолет для авиалинийсредней протяженностиБоинг 737-200 (США)
Рис. V-22. Пассажирскийсамолет для авиалинийсредней протяженностиБоинг 737-200 (США)
Рис. V-24. Сверхзвуковой пассажирский самолет «Конкорд» (Фраи电я——Англия)
Рис. V-23. Широкофюзеляжный самолет большой дальности Боинг 747 (США)
(США)
Рис. V-26. Легкий пассажирский самолет с ТВД Ан-28 (СССР)
Рис. V-27. Легкий пассажирский самолет с ТВД Дорнье LTA (ФРГ)
Рис. V-29. Сельскохозяйственный самолет PZL-106《Крук» (ПНР)
SТаблица V-l
6Истребители н многоцелевые самолеты
Параметры и характеристики
«Мираж» 2000 (Франция)
«Супер Мираж» 4000 (Франция)
«Ягуар» (Англия — Франция)
«Биггеи» (Швеция)
F-14A (США)
Взлетная масса, кг
(9 ... 15) 103
(25 ... 28) 103
14 500
16 000
24 900
Тяга двигателей на старте без форсажа (с форсажем), даН
(9000)
(18 000)
5 100 (7 650)
7 000 (12 000)
(19 000)
Число двигателей
1
2
2
1
2
Тяговооруженность без форсажа (с форсажем)
Площадь крыла, м2
(1,0 ... 0,6)
(0,64 ... 0,72)
0,352 (0,528)
0,44 (0,75)
(0,764)
41
73
24
35
58,7
Нагрузка на крыло при взлете, кг/м2
220 ... 366
342 ... 383
604
457
424,7
Размах крыла, м
9
12
8,69
10,61
11,6 ... 19,5
Длина самолета, м
15,33
18,7
16,83
16,31
18,9
Угол стреловидности крыла по передней кромке, градус
61
61
45
4258
20 ... 68
Масса пустого самолета, кг (%)
13 000
(46,552)
7 000 (48,3)
16 300 (65,4)
Масса топлива во внутренних баках, кг (%)
7 460 (30)
Число М полета на // ^ 0; на // ^ 11 км
,0
〜1,0
1,1
1,1
1,0
2,2
2,2
1,5
2,0
2,35
Дальность полета без подвесных баков, км
700
1 100
Дальность перегоночная, км
1500
4 210
Статический потолок, км Разбег, м
20
^--20
580
400
19
Пробег, м
Вооружение (П — пушки; УРС — управ-
П-2Х30;
470
500
П-1 (6)X20
ляемые реактивные снаряды; Б ——бомбы)
УРС; Б
УРС; Б
УРС (6) Б
Продолжение табл. V-1
Параметры и характеристики
F-15 (США)
F-16 (США)
SR-71 (США)
F-111A (США)
«Хариер» МК4 (Англия)
Взлетная масса, кг
18 195
10 250
77 000
31 800
<11 340
Тяга двигателей на старте без форсажа (с форсажем), даН
13 800 (22 700)
6 900 (11 3 50)
20860 (29 480)
(18 000)
9 560
Число двигателей
2
1
2
2
1
Тяговооруженность без форсажа (с форсажем)
0,76 (1,24)
0,67(1,11)
0,27(0,38)
(0,565)
=0,845
Площадь крыла, м2
56,5
28
167
48,8 ... 58,74
18,68
Нагрузка на крыло прн взлете, даН/м2
322
370
460
542 ... 652
«608
Размах крыла, м
13,1
9,45
16,9
9,7419,2
7,7
Длина самолета, м
19,5
14,18
32,7
22,4
17
Угол стреловидности крыла по передней кромке, градус
45
40
60
1672,5
Масса пустого самолета, кг (%)
12 250 (67,3)
6 377 (52)
27 200 (35)
17 870 (56,2)
5,9 (52,1)
Масса топлива во внутренних баках, кг (%)
5 200 (28,6)
40 000 (52)
Число М полета на // ^ 0; на // ^ 11 км
1,2
1,2
1,1
1,3
2,5
2,0
3
2,3
Дальность полета без подвесных баков, км
1 250
1 100
7000
3 200
Дальность перегоночная, км
6 300
6 400
5 560
Статический потолок, км
21
30
<—-18
15,25
Разбег, м
270
535
1645
500
с0
Пробег, м
760
810
1100
600
0
Вооружение (П — пушки; УРС — управ-
П-1 6X20
П-1Х20
П; УРС; Б
ляемые реактивные снаряды; Б — бомбы)
УРС (6)
УРС (2)
7
Таблица V-2「
Тактические, стратегические, транспортные и грузовые самолеты;
Параметры и характеристики
А-10А (США)
В-1 (США)
С-5А (США)
Ил-76Т (СССР)
YC-15 (США)
Взлетная масса, т
Тяга двигателей на старте, даН
Число двигателей
Тяговооружен- ность
Площадь крыла, ма
Нагрузка на крыло при взлете, даН/м2
Размах крыла, м
Длина самолета, м
Удлинение крыла
Угол стреловидности крыла на 1/4 хорд, градус
Масса пустого, т (%)
Масса топлива, т (%)
Целевая нагрузка, т (%)
Крейсерская скорость полета, км/ч
Высота полета, км
Дальность полета с наибольшей целевой нагрузкой, км
Скорость захода на посадку, км/ч
Разбег, м
Пробег, м
14,24
8360
2
0,589
47,01
303
17,53
16,26
6,54 0
9,183 (64,5)
2,04(14,3)
2,92 (20,5)
555 (Н = 0)
635 (Я — 1,5 км)
0,03... 7,6
900 ... 950
150 ... 160
330
340
180
30 800
54 400 (с форсажем)
4
0,302 (с форсажем)
〜181
〜980
23,8 ... 41,7
43,6
3,14 …9,62
15 ... 67,5
73 (40,5)
72 (40,0)
34 (18,9)
М = =0,85... 1,6
0,15 ... 15
〜9 900
11 000
2 300
323
74 400
4 0,23
576
560
67,8 75,0
7,98
25°
144,5
(44,7)
76 (23,5)
99,8 (30,9)
815
10 ... 13
5 600
210 ...
240
157
48 000
4 0,306
300
567
50,5
46,59
8,5
25°
40 (23,5)
850
9 ... 12
5 000
220
850
450
90
29 000
4
0,322
161,65
556
33,65
37,80
7,03
5,9°
〜42 (46； 7) 23,7 (26,3)
24 (26,6)
805
〜750
咆寸总^S3 员*罟 0О
Е Е 寸 go s S s s/
Й1 S 3 g < й f
6*899g 8
s
9E069ao0
^ ^ 8 1宫安思5 1 5 - s
瓮目 e 1 § § ^ g 5 s s 5
^色 8 1 g § S S < °
й
S оS й s超^ &^
9+ a 心寸COd
寸 йS00 S
s三》 с
« § W爲3О^2Й2
^營^§g：Л«ж&gI
^ООgs5,§ЙS»°^ &
co >
го ЕГ
9 В
^HVHOC mooHqlfBKMOInqlfog H*uHMu&3.LdIf0Mm09Hx°dHKB8BU
6
Продолжение
табл. V-3
Параметры и характеристики
Ил-86 (СССР)
Ил-62М (СССР)
Ту-154 (СССР)
Як-42 (СССР)
L-1011 «Тристар» (США)
Боииг-737-200 (США)
7^°200B (США)
«Конкорд» (Фраи ция — Англия)
Масса пустого самолета, т (%)
95 (51,2)
29,94 (57,2)
167 (45,7)*
79,3 (43,8) *
Коммерческая нагрузка, т (%)
42 (20,4)
23 (13,9)
18 (20,0)
14,5 (27,9)
40 ⑵,5)
13 (24,9)
75 (20,3)
12,7 (7)
Крейсерская скорость полета, км/ч
950
900
900
820
• 960
890
950
М = 2,02
9 ... Ю
10 ... 12
10 ... 12
9 ... 11
9 ... 12
9 ... 11
10 ... 13
15,3 …18,3
Высота полета, км
Расчетная дальность поле-
3 600 .
8 000
2 450
1 000
3 800
9 000
6 000
та с максимальной коммерческой нагрузкой, км
Скорость захода на посадку, км/ч
240
240
230
260
280
Разбег, м
Пробег, м
Длина ВПП, м
2 600
3 000
3 400
3 500
* Масса снаряженного самолета.
Таблица V-4
Легкие гражданские самолеты
Параметры и характеристики
«Сайтейши» Ш (США)
Аи-28 (СССР)
Дориье LT А (ФРГ)
«Квант» (СССР)
PZL-106 «Крук» (ПНР)
Взлетная масса, кг
7780
5800
6500
920
3000
Число и тип двигателей
2 ДТРД
2 ТВД
2 ТВД
I ПД
1 ПД
Взлетная тяга (даН) или мощность, кВт (л. с.)
3250
1385 (1880)
1304 (1770)
265 (360)
442 (600)
Стартовая тяго- (энерго) вооруженность
0,418
(0,33)
0,2 (0,272)
0,288 (0,392)
0,1475 (0,20)
Число членов экипажа и пассажиров
2/15
2/15 …19
2 …3/24
1
1
Площадь крыла, м2
29,0
39,8
33,93
8,55
33,4
Нагрузка на крыло при взлете, кг/м2
268
145,7
192
107,8
89,8
Размах крыла, м
16,26
22,06
17,81
7,5
15
Длина самолета, м
16,9
12,98
16,6
5,7
8,9
Угол стреловидности крыла по 1/4 хорд, градус
22
0
0
0
5
Удлинение крыла
9,14
12,23
9,34
6,58
6,74
Масса пустого самолета, кг (%)
4282 (55)
3500 (60)
3544 (54,6)
676 (73,4)
1600 (53,3)
Скорость полета, км/ч
870
350
410
390
120 ... 160
Высота полета, км/ч
1013
V3
8 ... 10
<3
Дальность полета с наибольшей целевой
4440
1300
1500
350
650
нагрузкой, км Разбег, м
190
675
150
Пробег, м
180
150
Посадочная скорость, км/ч
172
115
〜100
100
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
Аоки М. Введение в методы оптимизации. М.: Наука, 1977. 344 с.
Аржаников Н. С” Садекова Г. С. Аэродинамика больших скоростей, М.: Высшая школа, 1965. 559 с.
Астахов М. Ф. и др. Справочная книга по расчету самолетов на прочность. М.: Оборонгиз, 1955. 710 с.
Бадягии А. А., Мухамедов Ф. А. Проектирование легких самолетов. М.: Машиностроение, 1978. 208 с.
Бадягии А. А., Овруцкий Е. А. Проектирование пассажирских самолетов с учетом экономики эксплуатации. М.: Машиностроение, 1964. 295 с.
Бирюк В. И., Липин Е. К・,Фролов В. М. Методы проектирования конструкции самолетов. М.: Машиностроение, 1977. 227 с.
Бисплиигхофф Р. Л・,Эшли Х・,Халфмэи Р. Л. Аэроупругость. М.: ИЛ, 1958, 799 с.
Болховитинов В. Ф. Пути развития летательных аппаратов. М.: Оборои- гиз, 1962. 130 с.
Гермейер Ю. Б. Введение в теорию исследования операций. М.: Наука, 1971. 383 с.
Гоииодский В. И., Скляиский Ф. И., Шумилов И. С. Привод рулевых поверхностей самолетов. М.: Машиностроение, 1974. 315 с.
Горощеико Б. Т., Дьяченко А. А., Фадеев Н. Н. Эскизное проектирование самолета. М.: Машиностроение, 1970. 327 с.
Диксон Дж. Проектирование систем. М.: Мир, 1969 . 440 с.
Егер С. М. Проектирование пассажирских реактивных самолетов. М.: Машиностроение, 1964. 417 с.
Кан С. Нм Свердлов А. И. Расчет самолета на прочность. М.: Оборон- гиз, 1966. 519 с.
Киселев В. А. Проектировочный расчет веса и прочности фюзеляжей пассажирских самолетов. —Труды ЦАГИ, вып. 1263, М.: 1970. 88 с.
Киселев В. А. Вопросы компоновки пассажирских самолетов. М.: Изд. МАИ, 1977. 74 с.
Ланге О. Д. Оптимальные решения. М.: Прогресс, 1967, 286 с.
Лебедев А. А・,Чернобровкин Л. С. Динамика полета. М.: Оборонгиз, 1962. 548 с.
Лисейцев Н. К” Самойлович О. С. Вопросы машинного проектирования и конструирования самолетов. М.: Изд. МАИ, 1977. 84 с.
Лисейцев Н. К* Подсистема автоматизированного формирования облика дозвукового транспортного самолета. М.: Изд. МАИ, 1980, 54 с.
Мартынов А. К. Экспериментальная аэродинамика. М.: Оборонгиз, 1958. 345 с.
Основы построения систем автоматизированного проектирования/Под ред. И. Т. Белякова и Л. С. Чернобровкина. М.: МАИ, 1979. 66 с.
Остославский И. В., Стражева И. В. Динамика полета. Траектории летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1969. 425 с.
Остославский И. В・,Стражева И. В. Динамика полета. Устойчиво сть и управляемость летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1965. 463 с.
Павленко В. Ф. Самолеты вертикального взлета и посадки. М.: Воен- издат, 1966. 344 с.
Пашковский И. М. Устойчивость и управляемость самолета. М.: Машиностроение, 1975. 323 с.
Расстригии Л. А. Статистические методы поиска. М.: Наука, 1968. 376 с.
Скляиский Ф. И. Управление сверхзвукового самолета. М.: Машиностроение, 1964. 382 с.
Скрипиичеико С. Ю. Оптимизация режимов полета самолета. М.: Машиностроение, 1975. 189 с.
Теория и практика проектирования пассажирских самолетов. М.: Наука, 1976. 439 с*
Фомин Н. А. Проектирование самолетов. М.: Оборонгиз, 1961. 360 с.
Фролов В. С. Человек в системе управления самолетом. М.: Воениздат. 1970. 126 с;
Шейнин В. М., Козловский В. И. Весовое проектирование и эффективность пассажирских самолетов. Т. 1 и Т. 2. М.: Машиностроение, 1977. 339 с. и 204 с.
Шейнин В. М. Весовая и транспортная эффективность пассажирских самолетов. М.: Обороигиз, 1962. 357 с.
Шэнли Ф. Р. Анализ веса и прочности самолетных конструкций. М.: Оборонгиз, 1957. 406 с.
12 3 4 512 3 4 512 3 4 56&&12 3 4 56&&404047404047727274727274ПО 112 124127127 129 130153 154 156158158161 170182182 203ПО 112 124127127 129 130153 154 156158158161 170182182 203
12 3 4 5
12 3 4 5
12 3 4 56&&
12 3 4 56&&
40
40
47
40
40
47
72
72
74
72
72
74
ПО 112 124
127
127 129 130
153 154 156
158
158
161 170
182
182 203
ПО 112 124
127
127 129 130
153 154 156
158
158
161 170
182
182 203
ОГЛАВЛЕ НИЕ
Стр*
Основные обозначения, сокращения и индексы 3
Предисловие 6
Введение. Развитие самолетостроения в СССР 8
Часть первая. Общее проектирование самолета
Глава /. Процесс создания самолета 12
Самолет как объект проектирования 12
Определение н задачи проектирования. Этапы проектирования13
Некоторые особенности проектирования современных самолетов18
Глава 2. Теоретические и методологические основы проектирования само
летов 21
Проектирование ——творческий процесс 22
Эволюция методов проектирования самолетов . . .' 26
Методология системного проектирования 29
Типы проектных моделей самолета 35
Глава 3. Критерии и методы оценки проектных н конструкторских решений
Критерии оценки проектных н конструкторских решений . . • •
Метод градиентов взлетной массы. Весовая и экономическая оценка проектных н конструкторских решений
Глава 4. Исходные данные для проектирования. Выбор основных параметров и связь этих параметров с летными и техническими характеристиками самолета
Исходные данные для проектирования
Ограничения, накладываемые «Нормами летной годности гражданских самолетов СССР» (НЛГС-2)
Основные параметры самолета и их связь с летными характеристиками
Выбор расчетных условий
Выбор основных параметров самолета
Глава 5. Анализ н выбор схемы самолета и типа силовой установки . •.
Выбор общей схемы самолета
Выбор аэродинамической схемы самолета
Выбор схемы самолета по отдельным ее признакам Выбор типа и числа двигателей для проектируемого самолета Подход к выбору схемы самолета
Глава 6. Расчет массы самолета
Классификация массы самолета
Расчет массы самолета в первом приближении ....
Расчет массы самолета во втором приближении ... О точности весовых расчетов Пересчет весовых характеристик самолета О весовом проектировании н контроле массы самолета
Глава 7. Оптимизация проектных параметров самолета
Оптимизация проекта самолета на этапе разработки технического предложения. Общие методические положения
Анализ влияния изменений проектных параметров при их оптимизации на летно-технические характеристики самолета ....
Графоаналитический метод оптимизации проектных параметров
Глава 5. Компоновка и центровка самолета
Аэродинамическая компоновка
Объемио-весовая компоновка
Конструктивно-силовая компоновка 219
Увязка формы и построение внешних обводов самолета222
Оформление результатов компоновки 233
Глава 9. Особенности проектирования пассажирских н грузовых само- летов 236
Основные тенденции развития пассажирских и грузовых самолетов 236
92 Компоновка пассажирскойкабины 237
Аварийно-спасательныемероприятия 243
Размещение бортпроводников. Компоновка бытовых и багажных помещений 246
Особенности аэродинамической компоновки пассажирских самолетов. Выбор энерговооруженности 249
Особенности проектирования сверхзвуковых пассажирских самолетов (СПС) 251
Особенности проектирования грузовых самолетов 255
Глава 10. Особенности проектирования маневренных самолетов ....257
Концепции современных истребителей 257
Особенности аэродинамической компоновкисамолета ....261
Повышение боевой маневренности самолета . 269
Некоторые особенности перспективных истребителей следующего поколения 276
Глава 11, Особенности проектирования самолетов короткого и верти
кального взлета и посадки 280
Вводные замечания 280
11-2. Самолеты короткого взлета и посадки 282
Самолеты вертикального взлета и посадки 296
Глава 12. Особенности проектирования воздушно-космических и гнпер- звуковыхсамолетов 324
Задачи, решаемые воздушно-космическими н гиперзвуковыми самолетами 324
Особенностиполета ВКСи гиперзвукового самолета325
Анализ возможных схем и определение основных параметров
Особенности аэродинамической схемы ВКС и гиперзвуковых самолетов 355
Особенности конструкции ВКС и гнперзвуковых самолетов . .359
Часть вторая. Проектирование частей самолета
Глава 13. Общие основы проектирования частей самолета 362
Выбор критерия оптимизации при проектировании частей сд- молета 362
Основные задачи проектирования частей самолета 362
Глава /4. Проектирование крыла самолета 364
Основные геометрические параметры крыла 364
Аэродинамические характеристики крыльев умеренных н больших 'удлинений (九 * 3) 367
Аэродинамические характеристики крыльев малого удлинения 仇 & 3) 382
Характеристики аэроупругости крыла 384
Крылья изменяемой геометрии 391
Механизация крыла и элероны 394
Глава 15. Проектирование фюзеляжа
Место проектирования фюзеляжа в общем проектировании самолета
Параметры фюзеляжа, их влияние на его характеристики . * .
Форма поперечного сечення фюзеляжа
Особенности формы носовой и хвостовой частей фюзеляжа ..
Выбор параметров фюзеляжа многоместных пассажирских самолетов
3 3590 3о о о о 1 14 4444 43 3590 3о о о о 1 14 4444 4Глава 16. Проектирование силовой установки самолета
3 3590 3о о о о 1 1
4 4444 4
3 3590 3о о о о 1 1
4 4444 4
9494Силовая установка как система самолета
9
4
9
4
Воздухозаборники современных самолетов
Система выхлопа
Установка двигателей на современных самолетах
Шум реактивных самолетов
Топливная система•
Глава 17, Проектирование оперения
Основные понятия. Задачи проектирования оперения
Выбор формы оперения
Выбор формы и параметров органов управления
939374 9 927 3123445 5 566 74 4 4 4 ф 4 4 4 4 4 4939374 9 927 3123445 5 566 74 4 4 4 ф 4 4 4 4 4 4174 Проектирование конструктивно-силовой схемы н схемы стыковки оперения
939374 9 927 3
123445 5 566 7
4 4 4 4 ф 4 4 4 4 4 4
939374 9 927 3
123445 5 566 7
4 4 4 4 ф 4 4 4 4 4 4
Глава /8. Проектирование систем управления самолетом
Контур управления. Его основные элементы и их характеристики
Основные особенности характеристик устойчивости и управляемости современных скоростных самолетов н методы их улучшения
Состав системы управления и задачи ее проектирования ...
484
5
8
4
3 8
9 о
4 5
Глава 19. Проектирование шассн
Выбор схемы шасси
Выбор основных геометрических параметров шассн
Выбор числа опор н колес
Силовые кинематические схемы убирающегося шассн
Конструктивные решения, уменьшающие объемы шасси в убранном положений
7 7 4 16
112 3 3
5 5 5 5 S
245
Часть третья. Основы автоматизации проектирования
Глава 20. Принципы построения н структура систем автоматизированного проектирования самолетов
Назначение и принципы построения САПР
Структура и состав средств САПР
Глава 2/. Методы автоматизированного проектирования самолетов ...
Обобщенная математическая постановка задачи проектирования
Описание алгоритма формирования облика самолета
Структура и принципы разработки прикладного программного обеспечения
Методы решения задач оптимизации
Приложения
Список литературы
6
54
6 8
2
5
5
3 9 41 8 2
5 5 6 7 7 1
5 5 5 5 5 6
ПРОЕКТИРОВАНИЕ
САМОЛЁТОВ
ИЗДАНИЕ ТРЕТЬЕ, ПЕРЕРАБОТАННОЕ И ДОПОЛНЕННОЕ
Под редакцией
*д-ра техн, наук проф. С. М. Егера
Допущено
М инистерством высшего и среднегоспециального образования СССРв качестве учебника для студентовавиационных специальностейвысших технических учебных заведений
МОСКВА «МАШИНОСТРОЕНИЕ» 1983
ББК 39.53
П79
УДК 629.735.33 (0刀
Авторы: С. М. Егер, В. Ф. Мишин, Н. К. Лисе^це%4 4 Бадягин, В. Е. Роти凡,Ф. И. Склянский,Я. А. Кондратов, В. А. Киселеву Н, А. Фомин.
Рецензент: кафедра конструкции самолетов Харьковскогоордена Ленина авиационного института им. Н. Е. Жуковского
Проектирование самолетов: Учебник для вузов/ П79 С. М. Егер, В. Ф. Мишин, Н. К. Лисейцев и 也р.
Под ред. С. М. Егера. — 3-е изд., перераб. и доп.— М.: Машиностроение, 1983. — 616 с.
В пер.: 1 р. 60 к.
ББК 39.53 6Т5Л
ИБ № 2867
Сергей Михайлович Егер, Владимир Федорович Митин,Николай Константинович Лисейцев и 8P.
ПРОЕКТИРОВАНИЕ САМОЛЕТОВ
Редактор Д. Я- ЧернисХудожественный редактор В. В. Лебедев. Оформление художника Е. В. Бекетова.Технический редактор В. И. Орешкина. Корректоры А. А. Снастина и Д. А1. Усачева
Сдано в набор 30.06.82. Подписано в печать 31.12.82. Т-21449. Формат бОХЭО1/^.
Бумага типографская № 1.Гарнитура литературная.Печать высокая.
Усл. печ. л. 38,5. Уч.-нзд. л. 40,52. Тираж 12 700 экз. Заказ 57. Цена 1 р. 60 к.
Ордена Трудового Красного Знаменииздательство «Машиностроение», 107 076, Москва, Б-76, Стромынский пер., 4
Ленинградская типография № 6 ордена Трудового Красного ЗнамениЛенинградского объединения «Техническая книга» им. Евгении СоколовойСоюз пол нграфпрома прн Государственном комитете СССРпо делам издательств, полиграфии и книжной торговли.
193144, г. Ленинград, ул. Моисеенко, 10.
© Издательство «Машиностроение», 1972 г.
Издательство «Машиностроение», 1983 г., с изменениями.
4「.о, Ав.о4「.о, Ав.оооОСНОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ, СОКРАЩЕНИЯ И ИНДЕКСЫ
4「.о, Ав.о
4「.о, Ав.о
о
о
—статический момент площади горизонтального и вертикального оперения;
—скорость звука, расходы на 1 тонна-кнлометр;
а — угол атаки крыла;
В — колея шасси； b — хорда крыла;
瓦一длина корневой хорды крыла;
— длина концевой хорды крыла;
方А ——средняя аэродинамическая хорда крыла (САХ);
_С — стоимость;
£0 — относительная толщина крыла у корня;
Ск — относительная толщина крыла на его конце;
Cf — аэродинамический коэффициент трення;
Ст — коэффициент филя крыла; Сто — коэффициент cxat ——коэффициент схар — коэффициент Суа — коэффициентСт — коэффициент филя крыла; Сто — коэффициент cxat ——коэффициент схар — коэффициент Суа — коэффициентаэродинамического продольного момента про-
Ст — коэффициент филя крыла; Сто — коэффициент cxat ——коэффициент схар — коэффициент Суа — коэффициент
Ст — коэффициент филя крыла; Сто — коэффициент cxat ——коэффициент схар — коэффициент Суа — коэффициент
^т При Суа = О；
индуктивного сопротивления *;
профильного сопротивления *;
аэродинамической подъемной силы *；
Ср — удельный расход топлива ТРД;
% — удельный расход топлива ТВД или ПД;
сха — коэффициент лобового сопротивления *;
勿曲一коэффициент сха при суа = 0 *;
d* ——диаметр фюзеляжа;
о — угол отклонения органа управления;
尸一площадь омываемой потоком поверхности;
/ — коэффициент трения, коэффициент безопасности;
g — ускорение свободного падения;
Н — высота полета;
% — угол стреловидности по х/4 хорд;
Л — аэродинамическое качество;
k — коэффициент;
脸一производная суа по углу атаки а*;
gi — mi/Si ——поверхностная плотность конструкции какой-либо части самолета;
/ — размах крыла;
/ф — длина фюзеляжа;
工 一 дальность полета, длина разбега;
入—удлинение крыла;
左一удлинение какой-либо части самолета;
Т)— сужение крыла в плане;
По — КПД винта;
Q — угол поперечного V крыла;
ф0 ——угол установки крыла;
M — число М полета;
V — скорость полета;
Vy — вертикальная скорость;
/п — масса самолета, степень двухконтурности ТРДД;
恤一масса самолета при взлете；
mt — масса какой-либо части (агрегата) самолета;
饱 一 отношение массы какой-либо части самолета к 恤；
mg — сила тяжести (в даН);
Р ——суммарная тяга двигателей;
Ро ——стартовая тяга двигателей;
R — стартовая тяговооружей ность;
Pio — стартовая тяга одного двигателя;
Удв= /пдв^/Р(о — удельный вес двигателя;
N ——суммарная мощность двигателей;
—стартовая мощность двигателей;
—стартовая мощность одного двигателя;
一 一一 一—стартовая энерговооруженность; •
一 一
一 一
— площадь крыла (с подфюзеляжной частью);
—площадь миделя;
——относительная площадь какой-либо части самолета, отнесенная к площади крыла;
Ро = m^lS — удельная нагрузка на крыло при взлете;
р — текущее значение удельной нагрузки на крыло, давление;
q — скоростной напор;
р — плотность воздуха (р0 — у земли);
А = р/р0 — относительная плотность воздуха;
нр> пэ —— расчетный и эксплуатационный коэффициенты перегрузки;
ндв — число двигателей;
Ппас — число пассажиров;
7 一 температура, ресурс;•
т, / — время;
0 — угол наклона траектории полета к горизонту;
Ха — сила лобового сопротивления *;
%т — расстояние от центра масс самолета до носка САХ;
工尸一расстояние от фокуса самолета до иоска САХ;
У。一 аэродинамическая подъемная сила *.
Сокращения
ВО — вертикальное оперение;
ВПП — взлетно-посадочная полоса;
ГО — горизонтальное оперение;
ГТД — газотурбинный двигатель;
даН = 10Н«1 кгс;
ТРД — турбореактивный двигатель;
ТРДД ——двухконтуриый турбореактивный двигатель;
ТРДФ ——турбореактивный двигатель с форсажной камерой;
ТВД — турбовинтовой двигатель;
ПД — поршневой двигатель;
СА — стандартная атмосфера;
СВВП — самолет вертикального взлета и посадки;
СПС ——сверхзвуковой пассажирский самолет;
УПС — управление пограничным слоем.
Иидексы
бал ——балансировочный;
о — вертикальное оперение;
* Для упрощения написания в тексте учебника индексы «а》в обозначениях проекций результирующей аэродинамической силы и их безразмерных коэффициентов на оси скоростной системы координат опущены.
/ г. Д — гондола двигателя;
о — горизонтальное оперение;
г — груз, гондола;
дв — двигатель;
доп — допустимый;
з — закрылки;
к — задняя кромка;
п — заход на посадку;
кон — конструкция;
кач — качение;
ком — коммерческий;
кр — крыло;
крейс — крейсерский;
Крит — критическое (значение);
м — мидель;
мт — материал;
м. ф — мидель фюзеляжа;
О — начальное или стартовое значение величины;
н — нагрузка;
ц. н. — целевая нагрузка;
н. в — набор высоты;
н. з — навигационный запас;
об. упр — оборудование и управление;
омыв — омываемая поверхность;
оп — оперение;
отр ——отрыв;
пас — пассажирский;
п. к ——передняя кромка;
пл — планер;
пос — посадочный;
прерв —— проб —
прерванный; пробег;
пуст --
пустой;
p 一
расчетный;
разб —
разбег;
расп —
располагаемый;
Р- в —
руль высоты;
рейс —
рейсовый;
р. h--
руль направления;
СЛ ■—
служебный;
ен 一
снижение;
с. у—
силовая установка;
Т 一
топливо;
фюзеляж;
ф —
ш--
шасси;
эк -
экипаж