Автор: Арепьев А.Н.  

Теги: авиация   самолеты   авиационное оборудование   авиационная промышленность   проектирование самолетов  

Год: 2001

Похожие

Проектирование легких самолетов

Проектирование легких пассажирских самолетов

Проектирование легких самолетов

Проектирование самолетов

Текст 
                    A.H. АРЕПЬЕВ
ВОПРОСЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ
ЛЕГКИХ САМОЛЕТОВ
ВЫБОР СХЕМЫ И ПАРАМЕТРОВ
11020
МОСКВА • 2001


A.H. АРЕПЬЕВ
ВОПРОСЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ
ЛЕГКИХ САМОЛЕТОВ
ВЫБОР СХЕМЫ И ПАРАМЕТРОВ
МОСКВА - 2001


Арепьев А.Н. Вопросы проектирования легких самолетов Выбоо
схемы и параметров. - М., МГТУГА, 2001
В книге приведены рекомендации по выбору общей схемы тегкого
самолета, а также изложены методики, рекомендации и справочный мате-
материал, неооходимые для определения основных параметров легкого самоле-
самолета, его крыла, оперения и фюзеляжа. Освещены принципы компоновки и
художественного конструирования легких самолетов.
Книга рассчитана на студентов старших курсов, аспирантов инже-
инженерно - технических работников и специалистов, занимающихся теорией и
практикой проектирования легких самолетов.
ПРЕДИСЛОВИЕ
Под легким самолетом в данной работе подразумевается самолет
нормальной категории, предназначенный для перевозки пассажиров.
Здесь приведены методики, рекомендации и справочный материал,
необходимые для определения основных параметров легкого самолета, его
крыла, оперения и фюзеляжа. Освещены принципы компоновки и художе-
художественного конструирования легких самолетов.
Некоторые из приведенных методов и формул уже освещались в
учебной и специальной литературе, однако большинство то них разработа-
разработаны автором впервые. Автор книги очень признателен всем авторам литера-
литературных источников, список которых размещен в конце работы.
Автор благодарен заведующему кафедрой «Проектирование самоле-
самолетов» МАИ профессору, доктору технических наук Виктору Владимирови-
Владимировичу Мальчевскому и старшему преподавателю этой кафедры Андрею Федо-
Федоровичу Колганову, а также доктору технических наук, профессору МГТУ
ГА Василию Сергеевичу Шапкину за практическую помощь, советы и
поддержку.
Особая признательность сотрудникам конструкторского бюро АО
«ИНТЕРАВИА», совместная работа с которыми в свое время оказала су-
существенное влияние на взгляды автора на теорию и практику проектиро-
проектирования легких самолетов.
ОСНОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ, СОКРАЩЕНИЯ, ИНДЕКСЫ
Сокращения
АОН - авиация общего назначения;
АП 21 - российские авиационные правила, часть 21;
АП 23 - российские авиационные правила, часть 23;
ВПП - взлетно-посадочная полоса;
ВПХ - взлетно-посадочные характеристики;
ВО - вертикальное оперение;
ГО - горизонтальное оперение;
КПД - коэффициент полезного действия;
МСА - международная стандартная атмосфера;
НЛГС - нормы летной годности самолетов;
РУС - ручка управления самолетом;
САХ - средняя аэродинамическая хорда;


ТЗ - техническое задание;
ЦТ - центр тяжести;
ЦЖ - штурвальная колонка;
FAR 23 - американские авиационные правила, часть 23.
Co
Су
e
f
Уторм
G
Go
G
9
H
h
L
I
Л/о
Ne-
Л/др-
Л/пас -
Л/эк "
Л/о -
Po
S
S
V
Условные обозначения
- аэродинамическое качество;
- число Маха;
- ширина, хорда, м;
- коэффициент аэродинамического сопротивления;
- коэффициент аэродинамической подъемной силы;
- относительная толщина профиля в корне крыла;
- среднее значение относительной толщины крыла;
- производная от Су по углу атаки, 1/радиан;
- коэффициент Освальда;
- функция;
- коэффициент трения заторможенных колес шасси;
- вес, даН;
- взлетный вес самолета. даН;
- относительный вес (по отношению к взлетному весу);
- ускорение свободного падения, 9,8 м/с2;
- высота полета, м;
- высота (геометрический размер), м;
- длина, плечо оперения, м;
- практическая дальность полета с максимальной
целевой нагрузкой (расчетная дальность), км;
- размах; без индекса — размах крыла, м;
- суммарная мощность всех двигателей при Н = О, V— О
в условиях МСА на взлетном режиме, л.с;
эффективная мощность двигателя, л.с;
степень дросселирования двигателя;
максимальная пассажировместимость самолета;
число членов экипажа, включая бортпроводников;
взлетная энерговооруженность, л.с/даН;
взлетная удельная нагрузка на крыло, даН/м2;
площадь; без индекса - площадь крыла, м2;
относительная площадь (отнесено к площади крыла);
скорость, км/ч;
вертикальная скорость, м/с;
а - угол атаки, градус;
Д - изменение, приращение величины какого-либо параметра;
Дн - относительная плотность воздуха на высоте Н;
т] - сужение; без индекса - сужение крыла;
X - удлинение; без индекса - удлинение крыла;
р - плотность воздуха, даН-с2/м4;
6 - угол наклона траектории полета, радиан;
ф - угол установки (крыла, ГО), градус;
у - стреловидность какой-либо аэродинамической поверхности
(ГО, ВО, крыло) по линии 0,25 хорд; без индекса - стреловид-
стреловидность крыла, градус.
Индексы
0 - стартовое значение какого-либо параметра;
взл - взлетный (режим, условия, конфигурация);
з -закрылок;
каб - кабина (пассажирская);
цн - целевая нагрузка;
кр - критический;
крейс - значение какого-либо параметра на крейсерском режиме,
мех - механизация крыла;
нв - наивыгоднейшее значение какого-либо параметра;
ок - осевая компенсация рулевых поверхностей или элеронов;
пос - посадочный (режим, условия, конфигурация);
проб - пробег;
пуст - пустой;
разб -разбег;
р.в - руль высоты;
р.н - руль направления;
с -сваливание;
сн - снаряжение;
статист - статистическое значение какого-либо параметра;
т - топливо;
ф - фюзеляж;
ш - шасси;
э -элерон;
эк - экономичный;
max - максимальное значение какого-либо параметра;
min - минимальное значение какого-либо параметра.
Далее, если это специально не оговорено, размерность величин сов-
совпадает с их размерностью в данном разделе.


Глава 1
О КЛАССИФИКАЦИИ ЛЕГКИХ САМОЛЕТОВ
Легкие гражданские самолеты в основном находятся в личном D5%)
или корпоративном B5%) использовании и поэтому они относятся к авиа-
авиации общего назначения. В связи с этим часто ставят знак равенства между
легкими гражданскими самолетами и самолетами АОН. Строго говоря это
не всегда правильно, поскольку авиация общего назначения - это граждан-
гражданская авиации (перевозка пассажиров и другие авиационные работы), ис-
используемая на безвозмездной основе (в отличие от коммерческой граждан-
гражданской авиации), и здесь могут быть как легкие самолеты, так и тяжелые.
В отечественной авиации общего назначения различают: деловую
АОН и любительскую АОН. В настоящее время к деловой авиации отно-
относится часть АОН, используемая с целью перевозки грузов и пассажиров, а
также выполнения некоторых видов авиационных работ. К любительской
авиации относится часть АОН, используемая в спортивных и учебных це-
целях, для авиатуризма, выполнения рекламных, демонстрационных и других
полетов.
Нормы летной годности гражданских легких самолетов (например,
АП 23) определяют следующие категории этих самолетов:
(а) нормальная категория - самолеты с количеством посадочных мест,
исключая места пилотов, не более девяти, с максимальным взлетным весом
не более 5700 даН и предназначенные для неакробатического применения.
Неакробатическое применение включает в себя:
• все маневры, присущие нормальному полету;
• режимы сваливания (кроме «колокола»);
• плоские «восьмерки», «боевые развороты» и крутые развороты с
углом крена не более 60°.
(б) многоцелевая категория - самолеты с количеством посадочных
мест, исключая места пилотов, не более девяти, с максимальным взлетным
весом не более 5700 даН и предназначенные для ограниченного акробати-
акробатического применения. Самолеты многоцелевой категории могут использо-
использоваться для всех видов применения самолетов нормальной категории и для
ограниченного акробатического применения, которое включает в себя:
• штопор (если он необходим для данного типа самолета);
• плоские «восьмерки», «боевые развороты» и крутые развороты с
углом крена более 60е.
(в) акробатическая категория - самолеты с количеством посадочных
мест, исключая места пилотов, не более девяти, с максимальным взлетным
весом не более 5700 даН и предназначенные для использования без огра-
ограничений, кроме тех, которые окажутся необходимыми по результатам лет-
летных испытаний.
(г) переходная (коммьютерная) категория - винтовые многодвига-
многодвигательные самолеты с количеством посадочных мест, исключая места пило-
пилотов, не более 19, с максимальным взлетным весом не более 8600 даН и
предназначенные для неакробатического применения (по аналогии с нор-
нормальной категорией).
В правилах сертификации АП 21 приводится категория очень легких
самолетов (ОЛС) - самолеты с одним поршневым двигателем, с количест-
количеством людей на борту не более двух, взлетным весом не более 750 даН и ско-
скоростью сваливания не более 85 км/ч. Кроме того, правила сертификации
АП 21 определяют ограниченную категорию воздушных судов, предназна-
предназначенных для следующих специальных целей:
(а) сельское хозяйство (опрыскивание, опыление, засев, контроль за
домашними животными);
(б) охрана лесов и диких животных;
(в) наблюдение с воздуха (аэрофотосъемка местности, геологическая
разведка, ледовая и рыбная разведка);
(г) патрулирование (трубопроводы, линии электропередачи, каналы);
(д) борьба с пожарами (сбрасывание огнегасящих составов, десан-
десантов);
(е) управление погодой (рассеивание облаков);
(ж) воздушная реклама (дымовые надписи, буксировка знамен, сброс
листовок).
Потребность в легких гражданских самолетах для перевозки людей в
основном сводится к следующим вариантам:
1)легкий многоцелевой самолет вместимостью 1 ... 2 человека (пи-
(пилот и пассажир - оператор) и 50 ... 70 даН груза; самолет может
иметь 1 или 2 двигателя и развивать крейсерскую (рабочую) ско-
скорость 120 ... 150 км/ч; дальность полета с максимальной целевой
нагрузкой - 500 ... 600 км; эксплуатационный потолок до 4000 м;
длина разбега и пробега по 150 м;
2) самолет - аналог легкового автомобиля, типа «аэротакси» вмести-
вместимостью 3 ... 6 пассажиров для обеспечения связи с малыми насе-
населенными пунктами как в регулярных полетах, так и по вызову;
класс аэродрома базирования соответствует классу Д (длина ВГО1
1000 м) или Е (длина ВГШ 500 м), покрытие которых - укреплен-
укрепленный грунт; дальность полета 500 ... 1000 км на скорости до 300
км/ч;
3) самолет — аналог «районного» автобуса на 12 ... 14 пассажиров для
регулярных перевозок пассажиров и грузов (до 1500 даН) по уста-
установленным маршрутам; класс аэродрома базирования соответству-
соответствует классу Г (длина ВПП 1300 м, покрытие - асфальтобетон) или Д
(покрытие - щебенка с пропиткой или укрепленный грунт); даль-
дальность полета до 2000 км на скорости 350 км/ч и более.
7


Глава 2
СХЕМА ЛЕГКОГО САМОЛЕТА
2.1. ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА
К процессу проектирования легких самолетов гражданской авиадии в
полной мере относятся слова одного из сотрудников Лаборатории новой
техники в Кембридже: «Проектирование - это процесс решения проблемы
путем создания новых комбинаций из известных принципов, материалов и
процессов».
Прежде чем самолет новой конструкции будет воспроизведен в чер-
чертеже, необходимо выбрать схему взаимного расположения основных его
частей: крыла, фюзеляжа, двигателей, хвостового оперения, шасси.
Проработка общей схемы вновь проектируемого самолета должна
основываться на требованиях ТЗ и НЛГС, а также на результатах анализа
влияния этих требований на положение основных частей самолета по от-
отношению друг к другу. Четких методических указаний на этот счет не су-
существует, и выбор общей схемы самолета представляет сложную творче-
творческую задачу, стоящую перед конструктором. Часто на выбор схемы легкого
самолета решающее влияние оказывает мнение Главного конструктора или
потенциального покупателя. Например, П. Бауэре — известный конструктор
легких самолетов - так объясняет выбор моноплана или биплана: «В люби-
любительской авиации многие летчики любят бипланы больше, чем монопла-
монопланы».
Хотя требования ТЗ и НЛГС и определяют основные цели разработки
проекта, конструктор должен выработать свою концепцию, выделяющую
главное в проекте и указывающую на пути его реализации.
2.1.1. Аэродинамическая схема
В основу классификации аэродинамических схем самолетов положе-
положено взаимное расположение несущих, стабилизирующих и управляющих аэ-
аэродинамических поверхностей.
Среди легких гражданских самолетов классическая (нормальная)
схема самолета с хвостовым оперением получила наибольшее распростра-
распространение. Она в наибольшей степени удовлетворяет комплексу требований,
предъявляемых к легким самолетам АОН по устойчивости, управляемости,
безопасности и другим летно-техническим характеристикам.
Основные ее достоинства:
• благодаря развитой хвостовой части фюзеляжа без затруднений
обеспечивается необходимая продольная и путевая устойчивость и
управляемость;
• сохранение безотрывного обтекания ГО в некоторой области за-
критических углов атаки крыла обеспечивает достаточную эффек-
эффективность продольного управления на больших углах атаки.
2.1.2. Расположение крыла
Расположение крыла по отношению к фюзеляжу в вертикальной
плоскости рекомендуется рассматривать в первую очередь.
Как правило, на легких самолетах, предназначенных для перевозки
пассажиров и грузов, применяют схемы с низким (рис. 2.1а) или высоким
(рис. 2.16) расположением крыла.
JL
а) б)
Рис. 2.1. Схемы расположения крыла: низкоплан (а) и высокоплан (б)
Рекомендуется расположение крыла по отношению к фюзеляжу оп-
определять главным образом эксплуатационными требованиями. Вопросы аэ-
аэродинамики и веса конструкции становятся важными при выборе высоко-
или низко расположенного крыла только после того, как учтены вопросы
технического обслуживания и максимальной эксплуатационной гибкости
самолета.
Различия в характеристиках высокоплана и низкоплана имеют место
при взлете и посадке из-за экранного эффекта вследствие близости земли.
Этот эффект уменьшается с увеличением высоты крыла над ВПП. Экран-
Экранный эффект земли прежде всего выражается в уменьшении индуктивного
сопротивления, что может привести к уменьшению взлетной и увеличению
посадочной дистанций.
Кроме того, из-за экранного эффекта земли происходит уменьшение
скоса потока в области горизонтального оперения, ведущее к появлению
момента на пикирование. Это явление потребует большего отклонения ру-
руля высоты для отрыва носового колеса при взлете или при выравнивании
самолета на посадке и может стать определяющим фактором при выборе
площади руля высоты. Экранный эффект земли может вызвать и противо-
противоположный эффект, заставляя самолет «приземляться самостоятельно». Это
означает, что после выполнения нормального захода на посадку потребует-
потребуется незначительное или вообще не потребуется отклонение руля высоты для
выравнивания самолета. Такое явление может наблюдаться в случае, когда
низко расположенное крыло вследствие близости земли дает заметное при-
приращение подъемной силы, а указанный выше момент ГО на пикирование


будет компенсироваться моментом на кабрирование в результате прироста
подъемной силы крыла. Такое поведение самолета считается благоприят-
благоприятным, однако достичь этого целенаправленным начальным выбором схемы
практически невозможно.
Различия между низкогшаном н высокопланом в минимальном со-
сопротивлении могут быть уменьшены соответствующим выбором зализов и
обтекателей. Считается, что с точки зрения максимального аэродинамиче-
аэродинамического качества высокоплан выгоднее низкоплана.
Низко расположенное крыло может выполнять роль энергоемкой
массы при вынужденной посадке самолета, хотя имеется опасность пожара
при контакте с поверхностью земли, поскольку в крыле обычно находятся
топливные отсеки или баки, повреждение которых при посадке более веро-
вероятно, особенно топливных отсеков. При не слишком сильном ударе о зем-
землю вероятность повреждения и возникновения пожара у высокопланов
меньше. При вынужденной посадке высокоплана на воду фюзеляж будет
погружен, в этом случае необходимо предусматривать аварийный выход из
кабины через верхний люк.
Дополнительные нагрузки на фюзеляж высокоплана со стороны кры-
крыла при аварийной посадке, как правило, приводят к дополнительным затра-
затратам веса конструкции фюзеляжа для их восприятия (по сравнению с низко-
низкогшаном).
Из-за аэродинамического влияния крыла на ВО при высоком распо-
расположении крыла площадь ВО должна быть больше, чем у схемы низкоплана.
Уборка основных стоек шасси высокоплана представляет специаль-
специальную проблему для конструктора. При расположении двигателей на крыле
основные стойки шасси можно крепить к крылу и убирать в мотогондолы
(рис. 2.2,о) или в хвостовые балки (при двухбалочной схеме самолета). Од-
Однако при этом стойки имеют значительную высоту и вес.
в)
Рис. 2.2. Варианты компоновки
шасси самолета высокоплана:
а) убирающееся шасси в гондолу
двигателя;
б) неубирающееся шасси;
в) убирающееся шасси в гондолу
на фюзеляже
10
Другим возможным вариантом является размещение основных стоек
шасси на фюзеляже (рис. 2.2,6). Этот вариант требует усиления конструк-
конструкции фюзеляжа для восприятия нагрузок при посадке и сопровождается до-
дополнительным приростом веса. В случае уборки стоек и колес шасси в фю-
фюзеляж этот прирост веса конструкции фюзеляжа увеличивается из-за ком-
компенсации соответствующего выреза. В случае уборки стоек и колес шасси в
обтекатели на фюзеляже (рис. 2.2,в) появляется дополнительный вес этих
обтекателей. Частично прирост веса из-за уборки шасси в фюзеляж (обте-
(обтекатели) высокоплана компенсируется более короткими стойками по срав-
сравнению с шасси для самолета низкоплана. Кроме того, для варианта разме-
размещения шасси на фюзеляже трудно получить широкую колею основных ко-
колес шасси.
На практике вариант размещения основных стоек шасси на фюзеляже
высокоплана, как правило, применяется в случае неубирающегося шасси
(рис. 2.2,6).
Перечисленные выше особенности размещения шасси на самолете
говорят в пользу схемы низкоплана.
У низкоплана шасси могут убираться в гондолы двигателей
(рис. 2.3,о), в отсек фюзеляжа или в отсек между лонжеронами крыла
(рис. 2.3,6). Поскольку обшивка крыла легкого самолета является нерабо-
неработающей или слабо нагруженной, то компенсация соответствующего выреза
в таком крыле будет сопровождаться минимальными затратами веса.
а) б)
Рис. 2.3. Схемы уборки шасси для самолета - низкоплана
Монопланы с подкосным крылом в настоящее время проектируются
по схеме высокоплан. Подкосы, прикрепленные к нижней поверхности
крыла, создают меньше возмущений и меньше по весу в отличие от других
вариантов, так как расчетными для них являются растягивающие нагрузки.
11


2.1.3. Схемы оперения
Конструкция хвостового оперения, существенно зависит от общей
схемы самолета. Из-за особенностей размещения, эффективность оперения
находится под влиянием крыла и воздушного винта. Установка оперения на
фюзеляже или хвостовых балках определяет и конструктивную схему Лю
зеляжа (балок) в этом месте.
Примеры схем хвостового оперения, заимствованные из практики
приведены на рис. 2.4. Возможны и другие варианты хвостового оперения'
ко.орые здесь не рассматриваются (например, схема V-образного опере-
оперения). у
Рис. 2.4. Основные
схемы оперения
Наиболее распространенной является схема с одним килем и стаби-
стабилизатором, установленным на фюзеляже или киле — рис. 2Л,а,б,в. Она
обеспечивает конструктивную простоту и жесткость, хотя в случае
Т-образного хвостового оперения (рис. 2.4,в) необходимо принимать меры,
предотвращающие его флаттер.
Схема Т-образного оперения обладает и рядом преимуществ. Распо-
Расположение ГО в верхней части киля создает для последнего эффект концевой
шайбы, что может способствовать уменьшению потребной площади ВО. С
другой стороны, высоко расположенное ГО находится в зоне небольшого
скоса потока от крыла при средних (полетных) углах атаки, что позволяет
уменьшить потребную площадь ГО. Таким образом, площадь Т-образного
оперения может быть меньше площади оперения с низким расположением
ГО.
12
Необходимая площадь ВО в значительной мере определяется длиной
и площадью боковой проекции части фюзеляжа, находящейся впереди цен-
центра тяжести самолета. Чем длиннее носовая часть фюзеляжа (и больше
площадь ее боковой проекции), тем при прочих равных условиях больше
площадь ВО, необходимая для устранения дестабилизирующего момента
этой части фюзеляжа.
Если двигатели расположены на крыле, то полет с одним отказавшим
двигателем является условием для выбора размеров киля и руля направле-
направления многодвигательного самолета.
Значительная высота ВО (в случае его большой потребной площади)
может привести к появлению моментов по крену при отклонении руля по-
поворота в результате большого плеча между центром давления ВО и про-
продольной осью самолета. Если такая опасность существует, заслуживает
внимания разнесенная двухкилевая схема хвостового оперения, умень-
уменьшающая этот эффект - рис. 2.4,д. Для двухбалочной (рис. 2.4,г) или рамной
схемы самолета выбор такого оперения очевиден. Поскольку расположение
килей на концах ГО создают эффект концевых шайб, то площадь ГО может
быть уменьшена.
2.1.4. Схема шасси
В разделе 2.1.2 упоминалось влияние схемы расположения крыла на
компоновку стоек шасси. Ниже рассмотрены две основные схемы шасси,
представленные на рис. 2.5.
а) б)
Рис. 2.5. Основные схемы шасси легких самолетов
Трехопорное шасси с хвостовой опорой (рис. 2.5,о) обладает пре-
преимуществами:
1) хвостовая опора невелика, простая по конструкции и легкая;
2) схема допускает выполнение посадки на три точки путем перевода
самолета в срывной режим. При этом посадочная скорость прак-
практически равна скорости сваливания в посадочной конфигурации.
Аэродинамическое сопротивление обеспечивает тормозящую си-
силу. Это особенно необходимо при посадке на грунтовой аэродром
(без тормозов);
13


3) при применении тормозов вертикальная нагрузка на основные
стойки увеличится, увеличивая силу торможения.
Причины, по которым трехопорное шасси с хвостовой опорой почти
полностью было вытеснено схемой с носовой опорой, связаны со следую-
следующими его недостатками:
Г) при сильном торможении самолет стремится опрокинуться на нос;
2) сила трения торможения колес о ВГ1П приложена впереди ЦТ са-
самолета и создает дестабилизирующий момент, когда самолет пе-
перемещается под небольшим углом рыскания по отношению к
ВПП. Это может вызвать крутой разворот на земле;
3) при посадке на две точки создается момент на кабрирование в ре-
результате ударных нагрузок на основные опоры, что приводит к
увеличению подъемной силы и подскоку самолета;
4) значительный угол атаки крыла в стояночном положении затруд-
затрудняет рулежку при сильном ветре;
5) наклонный пол кабины неудобен для пассажиров, загрузки и раз-
разгрузки;
6) наклон фюзеляжа ограничивает обзор летчику вперед.
В некоторых конструкциях эти недостатки могут быть частично уст-
устранены. Взаимосвязь хвостового колеса с управлением рулем направления
обеспечивает простой способ управления самолетом на земле.
Принципиальные преимущества схемы трехопорного шасси с носо-
носовой опорой (рис. 2.5,6) заключаются в следующем:
1) сила трения торможения колес о ВПП в этой схеме приложена за
ЦТ самолета и создает стабилизирующий путевой момент;
2) при нахождении на земле фюзеляж и пол кабины практически го-
горизонтальны;
3) хороший обзор летчика;
4) носовая стойка защищает от опрокидывания на нос и предохраня-
предохраняет винты от повреждений, позволяя летчику полностью использо-
использовать возможности тормозов основных колес:
5) при разбеге сопротивление самолета невелико;
6) при посадке на две точки в результате ударных нагрузок на основ-
основные опоры создается пикирующий момент, обеспечивающий са-
самопроизвольное опускание передней опоры шасси и последую-
последующий устойчивый пробег на трех опорах.
Постепенный рост посадочных скоростей современных самолетов
сделал перечисленные преимущества трехопорной схемы шасси с носовой
опорой более весомыми по сравнению с имеющимися недостатками:
1) носовая опора шасси должна при торможении воспринимать зна-
значительные нагрузки и поэтому она относительно тяжелее;
2) для установки носовой опоры потребуется местное усиление фю-
фюзеляжа, а для ее уборки - дополнительный объем, который трудно
14
обеспечить на легких самолетах, не выходя за обводы фюзеляжа.
Это один из наиболее трудных вопросов на этапе предварительно-
предварительного проектирования.
Самолет с убирающимся шасси (по сравнению с самолетом с неуби-
рающимся шасси) имеет меньшее аэродинамическое сопротивление в по-
полетной конфигурации. Однако вес самолета увеличивается за счет системы
и механизмов уборки - выпуска шасси, колодцев для уборки шасси и т.п.
Кроме увеличения веса самолета при убирающемся шасси возрастает цена
самолета и увеличиваются расходы на его техническое обслуживание. Не-
убирающееся способствует безопасности полетов, поскольку по статистике
летных происшествий 3 ... 4% происшествий связано с невыпуском шасси
из-за забывчивости пилота.
2.1.5. Схема расположения двигателей
Легкие самолеты с поршневыми двигателями, как правило, бывают
двух схем: один тянущий двигатель, установленный в носовой части фюзе-
фюзеляжа, или два тянущих двигателя, установленные на крыле. Общее число
самолетов АОН с одним поршневым двигателем в 8 ... 9 раз больше само-
самолетов АОН с двумя поршневыми двигателями.
Расположение винтов перед крылом является наиболее приемлемой
схемой с аэродинамической и конструктивной точек зрения. Поток от вин-
винтов работающих двигателей оказывает благоприятный эффект на срывные
характеристики крыла и повышает подъемную силу, особенно при выпу-
выпущенных закрылках, создавая своеобразную встроенную защиту от свалива-
сваливания самолета. С другой стороны, при отказе двигателя до перевода винта в
режим флюгирования, он создает значительное сопротивление при авторо-
авторотации, нарушая обтекание крыла. Моменты по крену и рысканию, созда-
создаваемые при отказе двигателя, представляют серьезную проблему управле-
управления, особенно при взлете. Кроме того, изменение мощности двигателя в
полете будет влиять на скос потока за крьшом и изменять балансирующий
момент от хвостового оперения.
По сравнению с низкопланом высоко расположенное крыло в общем
случае создает больше возможностей в отношении расположения в верти-
вертикальной плоскости двигателей относительно профиля крыла, так как в этом
случае легче обеспечить необходимый зазор между винтом и землей.
На самолетах с низким расположением крыла конструкторы часто
вынуждены использовать сравнительно высокое положение двигателей на
верхней поверхности крыла для обеспечения необходимого зазора между
винтом и землей. Это может привести к неблагоприятной интерференции
между гондолой и крьшом, приводящей к преждевременному срыву потока
и появлению дополнительного индуктивного сопротивления.
15


2.2. ОДНОМОТОРНЫЕ ЛЕГКИЕ САМОЛЕТЫ
На рис. 2.6 ... 2.23 показаны различные схемы одномоторных легких
самолетов, в отношении которых можно установить следующее.
1. Наиболее распространенной является схема с низким расположе-
расположением крыла. Высоко расположенное крыло, как правило, делается с внеш-
внешним подкосом.
2. Двигатель располагается в носовой части фюзеляжа. Исключение
составляют схемы самолетов на рис. 2.7, рис. 2.18, рис. 2.19.
3. Наиболее распространенной схемой хвостового оперения является
схема с низким расположением ГО - на фюзеляже или в корневой части
ВО. При Т-образной (рис. 2.7, рис. 2.9, рис. 2.15) или П-образной (рис. 2.18,
рис. 2.19) схемах хвостового оперения возникают проблемы, на которые
необходимо обратить внимание перед окончательным выбором этих схем
оперения:
а) высокое расположение ГО затрудняет его осмотр без стремянки;
б) расположение ГО вне струи винта (за исключением схемы самоле-
самолета на рис. 2.6) уменьшает эффективность ГО при взлете.
4 При низком расположении ГО для улучшения штопорных характе-
характеристик часто применяется разнесение ГО и ВО по строительной горизонта-
горизонтали (ГО располагается около задней кромки ВО или позади ВО). Однако это
не означает, что при других схемах низкого расположения ГО нельзя обес-
обеспечить выход самолета из штопора.5. За исключением схемы самолета на
рис. 2.11 ВО расположено над фюзеляжем и не имеет подфюзеляжных час-
частей (гребней).
6. Как правило, шасси самолета имеет трехопорную схему с носовой
опорой. Исключение составляет, например, схема самолета на рис. 2.23.
7. Как правило, шасси не
Рис. 2.6 Схема легкого одномоторного самолета ZLIN 43
16
Рис. 2.7. Схема легкого одномоторного самолета
POSCHEL Р-300 EQUATOR
Рис. 2.8. Схема легкого одномоторного самолета INTERCEPTOR 400
17


Рис. 2.9 Схема легкого одномоторного самолета PIPER TOMAHAWK II
Рис. 2.11. Схема легкого одномоторного самолета
TRAGO MILLS SAH-1
Рис. 2.10. Схема легкого одномоторного самолета
CESSNA SKYLANE RG
Рис. 2.12. Схема легкого одномоторного самолета
CESSNA STATIONAIR 8
18
1
19


Рис. 2.13. Схема легкого одномоторного самолета
VALMET L-70 MILTRAINER
Рис. 2.14. Схема легкого одномоторного самолета
BEECHCRAFT MUSKETEER SUPER R
20
Рис. 2.15. Схема легкого одномоторного самолета
ROBIN R 3140
Рис. 2.16. Схема легкого одномоторного самолета
SOCATA TOBAGO
21


Рис. 2.17. Схема легкого одномоторного самолета
PIPER PA-32R-301T TURBO SARATOGA
Рис. 2.18. Схема легкого одномоторного самолета
ЕА7 "ОПТИКА"
22
Рис. 2.19. Схема легкого одномоторного самолета Як-58
Рис. 2.20. Схема легкого одномоторного самолета Як-18Т
23


Рис. 2.23. Схема легкого одномоторного самолета И-1Л
Рис. 2.21. Схема легкого одномоторного самолета Як-112
Рис. 2.22. Схема легкого одномоторного самолета Ил-103
24
2.3. ДВУХМОТОРНЫЕ ЛЕГКИЕ САМОЛЕТЫ
На рис. 2.24 ... 2.38 показаны различные схемы двухмоторных лег-
легких самолетов, в отношении которых можно установить следующее.
1. Как правило, оба двигателя располагаются на крыле. Исключение
составляет схема самолета на рис. 2.33 (двигатели располагаются в носо-
носовой и хвостовой частях фюзеляжа) и схема самолета на рис. 2.36 (два дви-
двигателя в гондолах по бокам носовой части фюзеляжа).
2. Схема низкоплана применяется чаще, чем высокоплан. Среди вы-
сокопланов подкосные крылья не являются доминирующими.
3. В большинстве схем применяется низкое расположение ГО. При
этом взаимное расположение ГО и двигателей обеспечивает обдувку ГО
струями от воздушных винтов. Однако следует учитывать, что струя воз-
воздушного винта от очень мощного двигателя может создать проблему уста-
усталости конструкции ГО.
4. Другая концепция расположения ГО относительно струй от воз-
воздушных винтов состоит в таком расположении ГО, при котором работа
двигателей не будет влиять на работу ГО, что может быть необходимо в
случае прерванной посадки и ухода на второй круг. Эта концепция реали-
реализуется в виде Т-образной схемы оперения, а при низком расположении ГО
- приданием ему поперечного «V».
25


5. Схема вертикального оперения, как правило, однокилевая. Для по-
повышения эффективности ВО на больших углах скольжения (например, при
отказе одного из двигателей) применяется форкиль.
6. Двухкилевое оперение используется редко (см. рис. 2.26, рис. 2.33,
рис 2 37, рис. 2.38). Отличительной чертой схем самолетов с двухкилевым
ВО - это малая площадь боковой проекции хвостовой части фюзеляжа, чю
уменьшает путевую устойчивость самолета.
7. Как правило, шасси самолета выполнено по трехопорной схеме с
носовой опорой. Исключение - схема самолета на рис. 2.36.
8. В большинстве случаев шасси самолета делается убирающимся
Неубирающееся шасси, как правило, применяют у высокопланов.
9. Двигатели в гондолах вынесены вперед таким образом, чтобы
плоскости вращения воздушных винтов были впереди кабины экипажа.
Исключение составляют схемы на рис. 2.26 и на рис. 2.32. когда плоскости
винтов располагаются сразу за кабиной экипажа.
10. Отсутствует единообразие в форме мотогондол и их расположе-
расположении относительно крыла. Часто в хвостовых отсеках мотогондол делают
багажник.
11. Для некоторых самолетов расположение элеронов, начинается не
от концов крыла. Это возникает, когда дополнительная площадь крыла до-
добавлена к концу крыла при модификации самолета. Как правило, при этом
технологически не экономично продление размаха элеронов, если самолет
при модификации обладает достаточной поперечной управляемостью.
Рис. 2.24. Схема легкого двухмоторного самолета
PARTENAV1A Р.58С VICTOR
Рис. 2.25. Схема легкого двухмоторного самолета
PIPER PA-31-350 CHIEFTAIN
Рис. 2.26. Схема легкого двухмоторного самолета Ан - 14А
26
27
i


Рис. 2.27. Схема легкого двухмоторного самолета
PIPER PA-44-180T TURBO SEMINOLE
А
Л
Рис. 2.28. Схема легкого двухмоторного самолета
PIPER CHEYENNE III
28
Рис. 2.29. Схема легкого двухмоторного самолета
CESSNA T303 CRUSADER
Л
Рис. 2.30. Схема легкого двухмоторного самолета
CESSNA CONQUEST II
29


Рис. 2.31. Схема легкого двухмоторного самолета
CESSNA MODEL 402C
Рис. 2.32. Схема легкого двухмоторного самолета
BRITTEN - NORMAN BN-2A ISLANDER
Рис. 2.33. Схема легкого двухмоторного самолета
CESSNA MODEL 336 SKYMASTER
Рис. 2.34. Схема легкого двухмоторного самолета
BEECHCRAFT DUCHESS 76
30
1
31


Рис. 2.35. Схема легкого двухмоторного самолета
BEECHCRAFT DUKE A60
Рис. 2.36. Схема легкого двухмоторного самолета
Do 128-2
32
Рис. 2.37. Схема легкого двухмоторного самолета
«АККОРД-201»
О
Рис. 2.38. Схема легкого двухмоторного самолета
L-200D «Morava»
33


Глава 3
ВЫБОР ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ САМОЛЕТА
3.1. ВВОДНЫЕ ЗАМЕЧАНИЯ
В данной главе приведены методы, которые могут помочь выбрать в
первом приближении следующие основные параметры легкого пассажир-
пассажирского самолета с поршневыми двигателями:
Go - взлетный вес самолета, даН;
Л/о - взлетная энерговооруженность самолета -
Л/о =
Суммарная мощность всех двигателей при V= О, Н = О
и максимальном (взлетном) режиме работы л С.
Максимальный взлетный вес самолета ' да]-[
Ро - взлетная удельная нагрузка на крыло -
Максимальный взлетный вес самолета дан
0 ~~ Полная площадь крыла ' кв.м
Основное условие для определения взлетной энерговооруженности
самолета состоит в том, чтобы мощность силовой установки была доста-
достаточна для создания силы тяги, необходимой для движения самолета по
расчетной траектории с учетом соответствующих требований ШТГС.
Основное условие для определения Ро заключается в том, чтобы
подъемная сила крыла уравновешивала инерционные силы и силу веса са-
самолета во всех расчетных точках траектории полета с учетом соответст-
соответствующих требований НЛГС.
Рассмотрены следующие методы определения взлетной энерговоо-
энерговооруженности самолета и взлетной удельной нагрузки на крыло:
• статистический метод (раздел 3.3 и раздел 3.4);
• аналитический метод (раздел 3.5);
• метод оптимального проектирования (раздел 3.6).
Общим принципом определения основных параметров самолета яв-
,1яется принцип последовательных приближений. Для определения первого
приближения, как правило, используется статистический метод. Аналити-
Аналитический метод предназначен для определения основных параметров во вто-
втором приближении с учетом аэродинамических возможностей механизации
крыла. Метод оптимального проектирования рассмотрен на уровне общей
его характеристики.
Если известны взлетный вес самолета и его взлетная энерговоору-
энерговооруженность, то потребная мощность силовой установки определяется по
элементарной формуле
A/o=-/VoGo- C-1)
34
Если известны взлетная удельная нагрузка на крыло и взлетный вес
самолета, то площадь крыла будет
Ро
C.2)
В Приложении 1 представлены данные легких самолетов, которые
составили информационную базу для статистического анализа.
3.2. ВЗЛЁТНЫЙ ВЕС САМОЛЕТА
В данном разделе предлагается способ определения предварительно-
предварительного значения взлетного веса легкого пассажирского самолета.
Вес целевой нагрузки принимается по ТЗ или рассчитывается по
формуле
G4H = (90 ... 100)Л/Пас- C.3)
Вес снаряжения -
GCH = 93Л/эк + 1,36Л/пас +0,032G4H- C.4)
Предварительное значение взлетного веса будет
г- — ^цн + ^сн с <л
В формуле C.5) на основании статистических данных легких само-
самолетов рекомендуется принять Gnycr = 0,6, а величину GT вычислить по
формуле
- _1р + °.5-Укрейс
800 Ккрейс
C.6)
где аэродинамическое качество в крейсерском полете Ккрейс принимается в
зависимости от степени аэродинамического совершенства самоле-
самолета-табл. 3.1.
Таблица 3.1
Характеристика самолета
Самолет плохой аэродинамической формы (неубираю-
щееся шасси без обтекателей, подкосы и расчалки, фю-
фюзеляж с открытой кабиной)
Самолет среднего аэродинамического совершенства
Самолет хорошего аэродинамического совершенства
Самолет высокого аэродинамического совершенства
Ккрейс
6 ...7
8...9
10... 11
12 ... 14
J
35


Пример. Определить предварительное значение взлетного веса лег-
легкого самолета при следующих исходных данных: максимальная целевая
нагрузка G4H = Gnac + Grpy3 = 77 * 97 = 174 (даН); практическая дальность
полета с максимальной целевой нагрузкой составляет 500 км на крейсер-
крейсерской скорости 140 км/ч; предполагается среднее аэродинамическое совер-
совершенство самолета (подкосный высокоплан с неубирающимся шасси) и в
соответствии с табл. 3.1 значение крейсерского аэродинамического качест-
качества принимается Ккрейс = 8,5.
1. Определение относительного веса топлива по формуле C.6)
800 Ккрейс 800-8,5
2 Вычисление веса снаряжения по формуле C.4)
GCH = 93Л/эк+1,36Wnac+0,032GKH = 93-1+1,36-1+ 0,032-174 = 100 (даН).
3. Предварительное значение взлетного веса по формуле C.6) будет
G° = 1 -С% = i-10764-0,0838 = 86? (ДаН)'
3.3. ВЗЛЕТНАЯ ЭНЕРГОВООРУЖЕННОСТЬ САМОЛЕТА
В данном разделе изложен статистический метод определения в пер-
первом приближении взлетной энерговооруженности самолета.
На рис. 3.1 и рис. 3.2 представлены статистические данные некото-
некоторых легких самолетов.
Данные на рис. 3.1 свидетельствуют о низкой корреляции между
взлетной энерговооруженностью легкого самолета и его взлетным весом.
Статистическая обработка показала, что для одномоторных самолетов
взлетная энерговооруженность составляет 0,157(+0,0188) л.с./даН (в скоб-
скобках указано среднеквадратическое отклонение), для двухмоторных -
0,217(±0,0279) л.с./даН, для всех данных на рис. 3.1 взлетная энерговоору-
энерговооруженность составляет 0,177(±0,0364) л.с./даН.
Для суммарной мощности двигателей легкого самолета уравнения
регрессий, определенных методом наименьших квадратов по данным на
рис. 3.2, имеют вид:
для самолетов с 1-м двигателем - Д/о = 0,178G0 - 24; C.7)
для самолетов с 2-мя двигателями - No~ 0,166G0 + 122; C.8)
для всех самолетов статистики - /Vo = 0,224G0 - 63,7. C.9)
36
0,4
та
.ч:
о
с;
1°
I
S
Ф
«
ГО
I
0,3
0,1
<2
0,0
I
.-
0,15
1 двигатель
2 двигателя
7
•
• <
+
L • М-
+
4
•
+
+
+ л 0,217
+
¦+
+
о
4000
1000 2000 3000
Взлетный вес самолета, даН
Рис. 3.1. Зависимость между взлетной энерговооруженностью самолета и
его взлетным весом
о
IX
CD
1000
900
800
700
600
500
400
300
3
с;
ГО
го 200
г
о
100
о
-
. J
• -1 двигатель
+ - 2 двигателя
N0-0,166Go+122
г 1
• J
Г—.
г
"А*
%/•
+ ,
No~O,178Go 24 -
1
—^—
1000 2000 3000
Взлетный вес самолета, даН
4000
Рис. 3.2. Зависимость между суммарной взлетной мощностью силовой
установки легкого самолета его взлетным весом
37


Пример. Для легкого одномоторного самолета со взлетным весом
867 даН определить взлетную мощность двигателя и взлетную энерговоо-
энерговооруженность самолета.
Расчет по формуле C.7) для одномоторных самолетов-
Л/о = 0,17860 - 24 = 0,178-867 - 24 = 130 (л.с).
Расчет по формуле C.9)-
Л/о = 0,22460 ~ 63,7 = 0,224-867 - 63,7 = 131 (л.с).
Взлетная энерговооруженность самолета по определению равна
_ Л/о _ 130
В разделе 3.5 описан подход к выбору Л/о совместно с выбором ме-
механизации крыла самолета и Ро.
3.4. ВЗЛЕТНАЯ УДЕЛЬНАЯ НАГРУЗКА НА КРЫЛО
Для определения в первом приближении величины взлетной удель-
удельной нагрузки на крыло предлагается статистический метод.
На рис. 3.3 представлены статистические данные о площади крыла
легкого самолета в зависимости от его взлетного веса.
50
40
.30
с
л
а.
20
л
о
1.
U
-la
-2..1
вип
шиг
1тел)
ател
t,
я
• j S-0,00419G0+10,1
I i
•
•
, ¦»
f
i
+
- S ~ 0,00352G0 + 9,48
-
0
0 1000 2000 3000 4000 5000 6000
Взлетный вес самолета, даН
Рис. 3.3. Зависимость между площадью крыла и взлетным весом
Для площади крыла самолета уравнения регрессий, определенных
методом наименьших квадратов по данным на рис. 3.3, имеют вид:
для самолетов с 1-м двигателем - S = 10,1 + 0,00419G0; (ЗЛО)
для самолетов с 2-мя двигателями - S =9,48 + 0,0035260; C.11)
для всех самолетов статистики - S = 11,4+0,0029760 ¦ C-12)
Пример. Определить площадь крыла и взлетную удельную нагрузку
на крыло легкого одномоторного самолета, имеющего взлетный вес
867 даН.
Расчет по формуле C.10) для одномоторного самолета -
S = 10,1 + 0,00419G0= 10,1 + 0,00419 -867 =13,7(м2).
Расчет по формуле C.12) для всех легких самолетов -
S =11,4+0,00297G0 = 11,4+0,00297-867=14 (м2).
При заданном взлетном весе 867 даН площадь крыла 13,7 ... 14 м2
соответствует взлетной удельной нагрузке на крыло:
Ро = Gc/S = F1,9 ... 63,3)даН/м2
Статистические данные о взлетной удельной нагрузке на крыло Pq в
зависимости от взлетного веса легкого самолета приведены рис. 3.4.
250
5 200
га
Й. 150
100
х
—
• -1 двигатель
+ - 2 двигателя
L
—
•
I >^
>
'It**!
i
+
Г
н
/4
I
I
I
I
+
I
Ро = 45,2+0,0318G
J
о
О 1000 2000 3000 4000 5000 6000
Взлетный вес самолета, даН
Рис. 3.4. Зависимость между взлетной удельной нагрузкой на крыло
и взлетным весом легкого самолета
38
1
39


Для взлетной удельной нагрузки на крыло самолета уравнения рег-
регрессий, определенных методом наименьших квадратов по данным на
рис. 3.4, имеют вид:
для самолетов с 1-м двигателем - Ро = 29,6 + 0,041Gq ; C.13)
для самолетов с 2-мя двигателями - р0 = 81,6 + 0,021 Збо; C14)
для всех самолетов статистики - р0 = 45,2+0,0318G0. C15)
Пример. Для легкого одномоторного самолета, имеющего взлетный
вес 867 даН, определить взлетную удельную нагрузку на крыло и площадь
крыла.
Расчет по формуле C.13) для одномоторного самолета-
Р о = 29.6 + O,O41GO = 29,6 + 0,041 • 867 = 65 (даНУм2).
Расчет по обшей для легких самолетов формуле C.15)-
Ро = 45,2+0,0318G0 = 45,2+0,0318-867 = 72,8(даН/м2).
При заданном взлетном весе 867 даН взлетная удельная нагрузка
65 .. 72,8 даН/м2 соответствует площади крыла:
S = Go/Po = A2... 13,4) м2.
При выборе удельной нагрузки на крыло при взлете (или площади
крыла) недостаточно исходить только из статистической величины, вычис-
вычисленной по приведенным формулам. Следует учитывать и другие условия,
принимая во внимание взлетные и посадочные требования, требования к
скороподъемности легких самолетов и т.д. Соответствующий подход опи-
описан далее.
3.5. АНАЛИТИЧЕСКИЙ МЕТОД ОПРЕДЕЛЕНИЯ
ПАРАМЕТРОВ САМОЛЕТА
Предлагаемый аналитический метод определения значений взлетной
энерговооруженности самолета и его удельной нагрузки на крыло при
взлете основан на теоретико-статистических зависимостях, когда вид ка-
какой-либо формулы дает соответствующая теория, а статистическая инфор-
информация позволяет уточнить значения коэффициентов, входящих в формулу.
В начале отдельно рассмотрено влияние на Ро и Л/о основных требо-
требований ТЗ и ШГГС при взлете, посадке и наборе высоты, а также требова-
требований скоростных характеристик (разделы 3.5.1 ... 3.5.4). В разделе 3.5.5
приведена общая схема построения области допустимых значений проект-
проектных параметров и в разделе 3.5.6 - рекомендации при ее анализе.
40
3.5.1. Взлетные характеристики
Согласно НЛГС (например, АЛ 23.51) для самолетов нормальной,
многоцелевой и акробатической категорий взлетная дистанция - это рас-
расстояние по горизонтали от точки старта до точки на высоте 15 м над взлет-
взлетной поверхностью (рис. 3.5). Скорость самолета по достижении высоты
15м - \/взл должна удовлетворять требованиям НЛГС (например,
АП 23.53), о которых говориться ниже.
Разбег и отрыв Выдерживание Подъем
Рис. 3.5. Схема взлета легкого самолета
Для получения расчетных формул применяется энергетический под-
подход. Изменение энергии самолета при взлете, начиная с момента старта до
конечной точки взлетной дистанции, равно полной энергии самолета на
высоте 15 м:
АЕвзл = Е н=15 - Go
20
l + 15
C.16)
Это изменение происходит вследствие работы силы тяги силовой установ-
установки R и лобового сопротивления Ха, а на участке разбега и силы трения ка-
качения F (рис. 3.6,а). Все эти силы действуют в направлении движения. Их
равнодействующая есть избыточная тяга AR (рис. 3.6,6).
500
400,
300
200
100:
R, Х„ Я, дан
X.+F
50 100 V, км/ч
а) б)
Рис. 3.6. Схема сил (а) и пример их зависимости от скорости движения (б)
при разбеге легкого самолета
41


Если для взлетной дистанции /_взл за А/?ср принять некоторое сред-
среднее значение избыточной тяги, то изменение полной энергии самолета бу-
будет
А?взл = ДЯсР/-взл- C.17)
Отсюда, приравняв C.16) и C.17), можно получить формулу для определе-
определения длины взлетной дистанции:
C.18)
ARcp/Go
В соответствии с НЛГС (например, АП 23.53(Ь)) взлетная скорость
1/взл на высоте 15м над уровнем земли зависит от скорости сваливания во
взлетной конфигурации УСвзл и для проектировочных расчетов можно
принять:
1/2 ,2 ,/2 _ , 2
V взл ~ К азл V с взл ~ К взл
26о
pQSC
у max взл
где квзп i 1,2 -коэффициент, определяемый в соответствии с НЛГС (см.
например, АЛ 23.53).
Таким образом, выражение C.18) для взлетной дистанции преобра-
преобразуется к виду
C.19)
ср
Если пренебречь значениями 15родСутахвзл и I ¦' Т^а
V. Go
(ввиду их
ср
относительной малости), то из формулы C.19) следует, что величина
взлетной дистанции прямо пропорциональна удельной нагрузке на крыло и
обратно пропорциональна тяговооруженности' самолета и значению
Су max взл, то есть
Ро _,. ,,
i-взл — '
R
(
ушах взл ~
V
¦ = ки
Су тахвзлГ?0
C.20)
где ки - коэффициент пропорциональности; 1УВзл - обобщенный взлетный
параметр.
Тяговооруженность самолета — это отношение тяги его силовой установки в условиях
взлета [Н=0, V=0, взлетный режим работы двигателей) к взлетному весу самолета.
42
Учитывая, что тяговооруженность самолета пропорциональна его
энерговооруженности, можно записать выражение для обобщенного
взлетного параметра:
' у max взл
Л/о
м2-л.с.
Очевидно, что от этого параметра зависит и дистанция разбега.
На рис. 3.7 приведены графики зависимостей от взлетного параметра
L/взл как взлетной дистанции, так и длины разбега (то и другое при Н = 0,
условия МСА) для самолетов, сертифицированных по FAR 23.
ш
ю
3
а.
с
о;
го
I
го
СО
800
700
600
500
400
300
200
100
]
I
i 1
¦~|i«n = 1.24L/Mn + 74l2
—i
Г
А
X
у
¦
5-
4
\
4
*
К*
А
*
/
У
<
\
-1
к -
^=1.09LU-68.8
о
100 200
300
400
500
600
Рис.
Обобщенный взлетный параметр, (даН )/(м л.с.)
3.7. Взлетная дистанция A) и длина разбега B) в зависимости
от обобщенного взлетного параметра
Для взлетной дистанции уравнение регрессии, определенное мето-
методом наименьших квадратов по данным на рис. 3.7, имеет вид:
Ро
— + 74,2 .
Л/о
C-22)
43


IT
Из формулы C.22) следует зависимость между Ро и Л/о для случая,
когда задана взлетная дистанция
1,24Р0
' у max взл
(/-взл-74,2)
C.23)
Для длины разбега при взлете уравнение регрессии, определенное
методом наименьших квадратов по данным на рис. 3.7, имеет вид:
Ро
--68,8
C.24)
С у max взл Л/о
Из формулы C.24) следует зависимость между Ро и Л/о для случая,
когда задана длина разбега
1,09Р0
Л/о =
Су max взлF8,8+?-ра3б)
C.25)
Пример. Оценить влияние механизации крыла на зависимость меж-
между Nq и Ро для легкого самолета, если задана длина разбега 300м (при
Н = 0, условия МСА). При расчетах принять:
Су max взл = Су тах = 1Л - для крыла без механизации;
Су max взл = 1,6 - для крыла с механизацией в виде простого закрылка.
Для проведения расчетов используется формула C.25), результаты
расчетов по которой приведены на рис. 3.8.
5 0-25
.ч:
о
1- 0,20
I-
о
о
9 0Д5-!
о.
о
§ 0,10
с
ш
I
0,05
0,00
j
1
1
i
^0
1
^°
V
1
1
!
f
-1ПЯЯ1»
1
I
i
—i—
1,2
1,6
X
ш
0 20 40 60 80
Взлетная нагрузка на крыло, даН/кв.м
100
Рис. 3.8. Область допустимых значений параметров самолета
из условия заданной длины разбега
На рис. 3.8 показаны граничные линии С/тах взл = const, выше кото-
которых находится область допустимых значений Л/о и Ро при заданном зна-
значении Су max взл• Ниже этих линий - область значений Л/о и Ро, при кото-
которых не выполняется требование заданной длины разбега. Например, точка
А имеет координаты Л/о = 0,15 л.с./даН и Ро = 70 даН/м2. Если на проекти-
проектируемом самолете крыло без механизации (в этом случае по условию при-
примера Су max. взл = 1,2), то точка А и, следовательно, параметры Л/о = 0,15 и
Ро = 70 находятся в области недопустимых значений параметров самолета,
что означает не выполнение требования обеспечения длины разбега 300 м.
Однако, если на крыле проектируемого самолета установить механизацию
(в примере - простой закрылок, обеспечивающий Сутах ВЗл = 1,6), то точка
А и, следовательно, параметры Л/о = 0,15 и Рп= 70 будут находиться в об-
области допустимых значений параметров самолета и требование обеспече-
обеспечения длины разбега 300 м выполняется.
3.5.2. Посадочные характеристики
Согласно НЛГС (например, АЛ 23.75) для легких самолетов поса-
посадочная дистанция - это расстояние по горизонтали от точки на высоте 15м
над посадочной поверхностью до момента полной остановки - рис. 3.9. В
соответствии с НЛГС установившееся планирование при заходе на посадку
должно выдерживаться до высоты 15 м со скоростью, которая не менее
чем в 1,3 раза больше скорости сваливания в посадочной конфигура-
конфигурации- 1/спос-
44
V=0
Рис. 3.9. Схема посадки легкого самолета
В эксплуатации самолета его вес при посадке может иметь различное
значение и обычно лежит в пределах между значением веса пустого сна-
снаряженного самолета с максимальной целевой нагрузкой плюс резерв топ-
топлива и величиной, равной взлетному весу.
Максимальное значение посадочного веса самолета устанавливается
его конструктором в зависимости от особенностей применения самолета.
45


Статистические значения относительного веса самолета при посадке Gnoc
по данным легких самолетов приведены в табл 3 2.
Таблица 3 2
Число двигателей
Один двигатель
Два двигателя
Значение относительного посадочного веса
Минимальное
0,95
0,88
Среднее
0,99
0,99
Максимальное
1,00
1,00
Предполагая движение при пробеге равнозамедленным, его длину
можно определить по известной формуле
/-проб
= Унос
2апроб
C.26)
где посадочная скорость Vnoc пропорциональна скорости сваливания Vc пос
(-3-27)
ускорение на пробеге anp06 в основном (на 65 ... 75%) определяется сила-
силами трения колес о поверхность аэродрома, т.е. можно принять
В формулах C.27) и C.28) кпос и /спроб - это коэффициенты пропор-
пропорциональности.
Таким образом, с учетом формул C.27) и C.28) выражение C.26) бу-
будет
ГГ 2o/V vl^coaswLoc C.29)
проб J торм ^»ft проб J торм
Следовательно, длина пробега легкого самолета пропорциональна
квадрату скорости сваливания в посадочной конфигурации. На рис. 3.10
показана зависимость длины пробега от \/% пос (при Н = 0, условия МСА)
для легких самолетов, сертифицированных по FAR 23.
На основании зависимости C.29) уравнение регрессии, определенное
методом наименьших квадратов по данным на рис. 3.10, имеет вид:
= 0,0235 V% noc.
C.30)
46
600
500
\ 400
ш
Ю
а зоо
с
i 200
100
0
0 5000 10000 15000 20000 25000
Квадрат скорости сваливания Vc пос (км/ч)
Рис. 3 10. Зависимость между длиной пробега и скоростью сваливания
Анализ посадочных характеристик легких самолетов показал высо-
высокую корреляционную зависимость между посадочной дистанцией и дли-
длиной пробега - см. рис. 3.11.
1000
- 800
и:
-
i
Lnpo6 = 0,0235 Vcnoc
/
V.
ft
•
и:
I
га
600
400
С 200
0
—
/
—
j
tyfi
<
/
/
•
•
1 1
H i-пос 1,938Lnpo6
1
о
100
200 300 400 500 600
Длина пробега, м
Рис. 3.11. Зависимость между посадочной дистанцией и длиной пробега
Для посадочной дистанции уравнение регрессии, определенное ме-
методом наименьших квадратов по данным на рис. 3.11, имеет вид:
47
i
i


i-noc —
C 31)
Скорость срыва в посадочной конфигурации (условия MCA, H = 0)
на этапе предварительного проектирования, как правило, определяется по
формуле
1/с
26п
•. (м/с)
C.32)
Учитывая, что Gnoc = GnocGcb формула C.32) преобразуется в выражение
= 14,4
Gnoc Р О
(км/ч)
C.33)
у Су max пос
Таким образом, на основании формул C.30) и C.33) зависимость
между Ро, ^-проб и типом механизации крыла (Су max пос) будет
{-проб Су max пос
Ро = 0,205
C.34)
Если задана посадочная дистанция, то с учетом зависимости C.31)
формула C.34) будет
/-пос Су max пос
Ро =
C.35)
Пример. Оценить влияние механизации крыла легкого самолета на
зависимость между Л/о и Ро, если задана длина пробега 200 м (при Н = 0,
условия МСА). Относительный посадочный вес Gnoc ~ 0,95. При расчетах
принимается:
Су max пос = Су max = ' ,2 - для крыла без механизации;
Су max пос = 1,9 - для крыла с механизацией в виде простого закрылка.
Для проведения расчетов используется формула C.34), результаты
расчетов по которой приведены на рис. 3.12. Полученные результаты
представлены в виде прямых, параллельных оси ординат, поскольку при-
принимается, что на посадке двигатель работает на режиме, близком к «мало-
«малому газу», и отсутствует влияние силовой установки. Каждая из линий на
рис. 3.12 является границей между областью допустимых значений Ро при
соответствующем Су тах пос (слева от граничной линии) и областью недо-
недопустимых значений Ро (справа от граничной линии). Например, точка А
имеет координаты Л/о =0,15 л.с/даН и Ро=70даН/м2. Если на проекти-
проектируемом самолете крыло без механизации (по условию примера граничная
линия соответствует C/maxnoc= 1,2), то точка А и, следовательно, пара-
параметр Ро = 70 даН/м2 находятся в области недопустимых значений парамет-
параметров самолета, что означает не выполнение требования обеспечения длины
48
пробега 200 м. Однако, если на крыле самолета использовать механизацию
(по условиям примера - простой закрылок, обеспечивающий
Сушах пос= 1,9), то точка А и, следовательно, параметр Ро= 70 даН/м2 бу-
будут находиться в области допустимых значений параметров самолета и
требование обеспечения длины пробега 200 м при этом выполняется.
х
га
.ч:
о
1
>,
о_
о
о
е
Q.
Ш
X
СО
о;
га
i
5
m
Рис.
0,20
0,15
0,10
0,05
0,00
0 20 40 60 80 100
Взлетная удельная нагрузка на крыло, даН/кв.м
3.12. Область допустимых значений параметров самолета
из условия заданной дины пробега
I
I
1
1
С у max пос
,2
А
1
1
,9
3.5.3. Характеристики набора высоты
При наборе высоты (рис. 3.13) нормы летной годности легких само-
самолетов регламентируют некоторые условия.
Например, АП 23.65 со-
содержит требования к набору
высоты со всеми работающи-
работающими двигателями: каждый са-
самолет должен иметь устано-
установившуюся скороподъемность
на уровне моря не менее
1,5 м/с и установившийся гра-
градиент набора высоты не менее
1:12 для сухопутных самолетов
или 1:15 для гидросамолетов и самолетов-амфибий в следующих условиях:
• скорость не менее 1,2 Vc ыл,
• шасси убрано,
49
Рис. 3.13. Набор высоты
\


• режим работы двигателя(ей) не превышает режима максимальной
продолжительной мощности,
• закрылки во взлетном положении и другие условия.
Градиент набора высоты - это тангенс утла наклона траектории, ко-
который, как известно, равен отношению катетов В прямоугольном треуголь-
треугольнике Следовательно, градиент набора высоты 1:12 это tg(l/12), что в ко-
конечном счете соответствует углу наклона траектории набора высоты
6 = 0,0833 радиана или 4,78°.
Требования к набору высоты с одним отказавшим двигателем со-
содержатся в АП 23.67.
В процессе проектирования выполнение требований НЛГС к набору
высоты обязательно проверяется, однако на первых этапах проектирования
проверка связана с трудностями, обусловленными фактором неопределен-
неопределенности - недостатком информации или ее приближенным характером.
Дальнейший материал дает представления о проблеме получения ха-
характеристик набора высоты.
В начале рассмотрим влияние на проектные параметры легкого са-
самолета требований НЛГС к вертикальной скорости (скороподъемности)
самолета, а затем к градиенту набора высоты.
Скороподъемность
Для полета самолета с набором высоты требуется кроме мощности,
преодолевающей сопротивление воздуха (потребная мощность для гори-
горизонтального полета Л/п), еще мощность, необходимую на подъем самолета.
Известно, что вертикальная скорость набора высоты определяется из
условия баланса располагаемой Л/р и потребной Л/п мощности:
Vr.ua^b. (,3<5)
Располагаемая мощность самолета - это мощность его силовой уста-
установки
C.37)
здесь NeH- мощность одного двигателя на высоте Н и соответствующем
режиме работы двигателя (принимается равным режиму максимальной
продолжительной мощности); г|в - эффективный КПД воздушного винта (с
учетом взаимного влияния винта и самолета).
Мощность, потребная для горизонтального полета со скоростью V,
равна произведению силы аэродинамического сопротивления самолета в
горизонтальном полете на величину этой скорости
Л/п = ХаУ ¦ C-38)
50
С учетом C.37) и C.38) выражение C.36) примет вид
,, 75Л/дВЛ/енГ,в V
C.39)
Л/,
Второй режим
Первый реж|Щ
При выборе скорости V набора высоты при обязательном выполне-
выполнении требований НЛГС (например, АП 23.65) учитывается следующее.
Экономичная скорость2 V3K делит режимы подъема на два: первый и
второй (рис. 3.14).
Первые режимы подъема
(рис. 3.14) - это все скорости,
превышающие экономичную.
Здесь малые углы атаки, имеет-
имеется запас скоростей, самолет ус-
устойчив и управляем, эффект от
действия руля высоты прямой,
т.е. при отклонении ручки
управления на себя угол атаки
увеличивается, увеличивается и
угол подъема. В нормальной
эксплуатации подъем самолета
должен осуществляется только
на первых режимах.
Вторые режимы подъема (рис. 3.14) - это все скорости меньше эко-
экономичной. Здесь большие утлы атаки, самолет может терять устойчивость,
запас скоростей практически отсутствует, эффект от действия руля высоты
обратный, т.е. при взятии ручки управления на себя угол атаки увеличива-
увеличивается (как и на первых режимах), но угол подъема уменьшается (из-за
уменьшения избытка мощности).
Кроме того, поскольку КПД винта обычно повышается с ростом ско-
скорости, на практике наиболее благоприятная скорость набора высоты при-
примерно на 20% больше, чем экономичная скорость и близка к скорости, со-
соответствующей режиму полета на максимальном аэродинамическом каче-
качестве. Поэтому можно принять, что режим попета при наборе высоты соот-
соответствует режиму полета на максимальном аэродинамическом качестве.
Тогда скорость полета при наборе высоты будет
Рис. 3.14. Два режима подъема
, = 4 С
"V AhiSCy нв
Дм/с)
C.40)
здесь Сунв - значение коэффициента Су, при котором аэродинамическое
качество принимает максимальное значение.
Экономичная скорость по определению соответствует скорости горизонтального по-
полета с минимальной потребной мощностью.
51


Таким образом, с учетом C.40) после простых преобразований из
выражения C.39) получается формула для определения максимального
значения вертикальной скорости
75Л/дВЛ/еяЛв
-/не
где Сх нв - коэффициент лобового сопротивления самолета при Су = Су нв.
Пренебрегая влиянием выработанного топлива при взлете на вес са-
самолета Go, в условиях МСА иН=0 можно принять:
75Л/двЛ/еНЛв ~-..u C/>S7
~ а ~ = 5ОЛ/о. C.42)
C.43)
Таким образом, максимальная скороподъемность самолета у земли
определяется по зависимости
Vymax. О - 5ОЛ/о ~ —^—
Су нв
C.44)
Если принять Vy max о ^ 1,5 м/с, то из формулы C.44) после элемен-
элементарных преобразований получается расчетная зависимость между проект-
проектными параметрами самолета Л/о и Ро
Л/о ^0,03 +
0.08Сх
0 '
C.45)
у НВ
Дальнейшее преобразование выражения C.45) возможно при ап-
аппроксимации поляры самолета во взлетной конфигурации квадратичной
параболой вида
С*взЛ==С*овзл + ~. C.46)
здесь коэффициент Схов,л~ коэффициент лобового сопротивления само-
самолета во взлетной конфигурации, требуемой НЛГС для рассматриваемого
случая, при Су = О
С*°взл = С* °планер + АС* °мех + АС^0ш' C47)
где:дСхомех- приращение лобового сопротивления от выпуска механиза-
механизации во взлетное положение; имеет следующие значения:
52
в случае крыла без механизации АСхо = 0, для простых
закрылков или закрылков Фаулера АСхо = 0,010 ... 0,015,
для щелевых закрылков АС*о =0,015 ... 0,020;
ДСхош= 0,015 ... 0,025 - если шасси неубирающееся (меньшие значе-
значения соответствуют шасси с обтекателями колес и стоек), ес-
если на самолете шасси убирающееся, то АСХ о = 0;
~ коэффициент лобового сопротивления планера самолета
(без шасси и с убранной механизацией) при Су= 0; вычис-
вычисляется по статистической формуле, вывод которой приве-
приведен в Приложении 2,
r, C-48)
о
где kf и C статистические коэффициенты (см. табл. 3.3).
Таблица 3.3
Число двигателей
1 двигатель
2 двигателя
Cfe
0,006
0,007
к.
1,71
1,06
Р
0,5147
0,5632
Следовательно, расчетная формула для выражения C.47) будет
+ АСх0мех + ДСхОш,
При аппроксимации поляры самолета уравнением C.46) известны
следующие зависимости:
Сх„в = 2СХовзп и Сунв = д/яЬе Сховзл¦
С учетом этих зависимостей выражение C.45) будет
0,08-2Сх0 .
1 *"взл Гр
C.50)
Л/о ?Q,03 +
Обработка статистической информации об удлинении крыльев лег-
легких самолетов показала, что X ~ 7,31 (±0,84). Значения коэффициент Ос-
Освальда: е = 0,80 ... 0,85 - для крыла без механизации и е = 0,75 ... 0,80 -
для крыла с выпущенной механизацией. С учетом этого формула C.50) для
определения зависимости между проектными параметрами самолета Ро
и No из условия обеспечения требования НЛГС к вертикальной скорости у
53


земли VymaxO- 1,5 м/с преобразуется к виду
C.51)
где коэффициент ki = 0,0017 ... 0,0019, меньшие значения - для крыла без
механизации.
Градиент набора высоты
Принимается, что режим полета самолета при наборе высоты с нор-
нормируемым градиентом соответствует режиму максимальной скороподъем-
скороподъемности (см. выше).
Поскольку нормируемые градиенты набора высоты соответствуют
малым углам наклона траектории F < 5°), то выполняются условия
Для последнего условия, с учетом выражения C.39), будет
е^У/ = 75Л/дВЛ/еяЛв 1
~ V GV G а'
C.52)
Пренебрегая влиянием выработанного топлива при взлете на вес са-
самолета Go, в условиях MCA, H = 0 и с учетом C.40) и C.42), выражение
C.52) преобразуется к виду
12,5Л/0
C.53)
При аппроксимации поляры самолета уравнением C.46) известна
следующая зависимость:
Тогда формула C.53) будет
C.54)
Учитывая сказанное выше о статистических значениях удлинения
крыла и коэффициента Освальда, выражение C.54) преобразуется к виду
C.55)
Это выражение после элементарных преобразований будет
Л/о * 0,038Jp7
C.56)
где коэффициент Сх о определяется по формуле C.49).
Пример. Для сухопутного одномоторного самолета, крыло которого
не имеет механизации, определить зависимость между Л/о и Pq из условий
обеспечения скороподъемности не менее 1,5 м/с и нормируемого градиен-
градиента 1.12 F = 0,0833) при следующих исходных данных: шасси неубираю-
щееся, обтекателей нет; предварительное значение взлетного веса 867 даН.
Расчет состоит в следующем.
1. Определение коэффициента сопротивления по формуле C.49) -
С*овзл = РоО e/ci G0M
овзл
* омех + АС* о
= Р о 0,006 ¦ 1,71 ¦ 867 °-5147-1 + 0 + 0,025 = 0,025+0,000385 Ро.
Итак, Сховзл = 0,025+0,000385 Ро. C.57)
2. Расчетная формула для граничной линии из условия нормируемой
скороподъемности Vy определяется формулами C.51) и C.57)
No = 0,03 + 0,017 ,/р7 @,025+0,000385 Ро) °'25. C.58)
3. Расчетная формула для граничной линии из условия нормируемо-
нормируемого градиента 0 определяется формулами C,56) и C.57)
0,0833
Л/о = 0,038^
@,025+0,000385Р0H'25
+ 0,453 @,025+0,000385 Р0)°'25у
C.59)
4. Результаты расчетов по формулам C.58) и C.59) приведены на
рис. 3.15.
3.5.4. Скоростные характеристики
Известно, что установившийся режим горизонтального полета с по-
постоянной скоростью Vmax осуществляется при равенстве потребной и рас-
располагаемой мощности двигателя на режиме его работы, соответствующего
максимальной продолжительной мощности:
54
t
i
55


РнК
-S =75Л/дВЛ/енЛ/ДРЛв>
C 60)
здесь степень дросселирования для двигателей, имеющих взлетный режим
(например, двигатели с нагнетателем), Л/др = @,8 ... 0,9), для остальных
двигателей - Л/др = 1,0.
X
03
5
о
с;
о
о
I
I
I
e
с
ф
I
i
i
с
CD
0,20
0,16
0,12
0,08
0,04
0,0
4
3
~ 2
1
Ш
0 20 40 60 80 100
Взлетная удельная нагрузка на крыло, даН/кв.м
Рис. 3.15. Области значений параметров самолета из условий:
1 - градиент набора высоты не менее 1:12 (механизация крыла отсут-
отсутствует); 2- градиент набора высоты не менее 1:12 (простой закрылок -
АСхО = 0.015); 3 - скороподъемность не менее 1,5 м/с (механи-
зация крыла отсутствует); 4 - скороподъемность не менее 1,5 м/с
(простой закрылок -
х о =0,015)
мех
Разделив обе части уравнения C.60) на Go и выполнив элементар-
элементарные преобразования, получим
V max ~
I
Сх&н
C.61)
где Ац~ относительная высотная характеристика двигателя .
3 Способы определения относительной высотной характеристики поршневых двигате-
двигателей приведены в работе Арепьев А Н. Вопросы проектирования легких самолетов. -
М.: Изд-во МАИ, 1998
56
Из выражения C.61 следует, что максимальная скорость пропорцио-
пропорциональна полетному параметру, т.е.
\ Cx ) \ Ah
где полетный параметр равен
или
Г
Ан )
C.62)
C.63)
Проведя аналогичные рассуждения, можно утверждать, что и крей-
крейсерская скорость пропорциональна полетному параметру, т.е.
Уравнение регрессии, полученное методом наименьших квадратов
по статистическим данным, имеет вид (рис. 3.16):
Укрейс^ОЗ/Сз^пол, C.65)
где коэффициент кз учитывает аэродинамическое совершенство и особен-
особенности схемы самолета:
kz = 1,00 - бипланы и подкосные (расчалочные) монопланы, шасси
неубирающееся;
кз = 1,15 - свободноиесущие монопланы, шасси неубирающееся;
кг = 1,30 — свободнонесущие монопланы, шасси убирающееся.
400
^.300
$
8.
о
о;
200
-1,
—
15
1—
# •
/•
•
i
/крейс = ЮЗАс{.
i
= 1,30
о
0 0,5 1,0 1,5 2,0 2,5 3,0 3,5
Полетный параметр, [/ПОл
Рис. 3.16. Зависимость крейсерской скорости от полетного параметра
57


На основании формул C.63), C 65) и при степени дросселирования
двигателя на экономическом крейсерском режиме Л/др = 0,65, получено
следующее выражение для определения соотношений между проектными
параметрами легкого самолета
&Н | Укрейс I
Л/о =
0,65АнР0{Шкз)
C.66)
По аналогии с выражением C.66) получается формула для расчета
соотношения между проектными параметрами легкого самолета из усло-
условия заданной максимальной скорости
77п = - Ан I Vma?.\ . C.67)
Пример. Для легкого самолета с высоким расположением подкос-
ного крыла и неубирающимся шасси определить соотношение между Л/о и
Ро для обеспечения на высоте 600 м (Лн = 0,9436) крейсерской скорости
полета Укрейс ^ 140 км/ч и максимальной - Vmax 2: 180 км/ч. Поршневой
двигатель - невысотный и на высоте 600 м имеет Ан - 0,93.
Расчетная формула C.66) для крейсерской скорости будет
- Ан (Укрейс? _ 0.9436 [ ™п V 3,92
Расчетная формула C.67) для максимальной скорости будет
Аи I \/„„„ 1 и.И43Ь ( 1HU Ч
Л/о = -
_fjAnaxJ) _ 0.9436 ( 180 У = 5,42
/\HPoliO3/c3J ~0,93P0li03-1,00j "" р0 '
C.68)
C.69)
Результаты расчетов по формулам C.68) и C.69) представлены на
рис. 3.17, на котором показаны граничные линии соответственно для мак-
максимальной (/max и крейсерской скорости Укрейс-
Например, основные параметры самолета, соответствующие точке В
на рис. 3.17 (Ро = 40 даН/м и Л/о = 0,08 л.с'даН), удовлетворяют обоим
условиям: Vmax ^ 180 км/ч и Укрейс ^ 140 км/ч. Значения основных пара-
параметров самолета, соответствующие точке D на рис. 3.17 (Ро = 4ОдаН/м
и Л/о = 0,04 л.с./даН), не удовлетворяют обоим условиям. Наконец, значе-
значения основных параметров, соответствующих точке С на рис. 3.17, удовле-
удовлетворяют условию Укрейс S140 км/ч, но не удовлетворяют условию
Углах ^ 180 км/ч.
58
.5
о
с;
? 0,12
о! 0,08
аз
е
а
ГО
i
5 о,оо
со
V
w Iе
D
i
I
—
'крейс
40 60 80 100 120
Взлетная удельная нагрузка на крыло, даН/кв.м
Рис. 3.17. Области допустимых значений проектных параметров
3.5.5. Область допустимых значений параметров самолета
Выше были рассмотрены частные методики определения проектных
параметров самолета Л/о и Ро в зависимости от требований ТЗ и аэродина-
аэродинамических возможностей механизации крыла. _
Для построения области допустимых параметров самолета Л/о и Ро
необходимо, с учетом конкретных требований ТЗ к легкому самолету, ре-
результаты вычислений по методикам разделов 3.5.1 ... 3.5.4 и полученные
на их основе кривые разместить на одном графике. Рекомендуется учиты-
учитывать и другие требования к самолету, например требование НЛГС к скоро-
скороподъемности при отказе одного из двигателей (если самолет многодвига-
многодвигательный) и др.
Схема построения области допустимых параметров самолета состоит
в следующем.
1. Статистическим методом (см. разделы 3.3 и 3.4) вычисляют первое
приближение для значений Л/о и Ро, с помощью которых определяется
диапазон изменения этих параметров, например по формулам:
C.70)
^ Л/0
2. Задаются приемлемыми для проекта вариантами механизации
крыла, в том числе вариантом крыла без механизации.
59


3 Определяют (или принимают по данным самолетов аналогичного
класса) аэродинамические возможности механизации крыла, например с
помощью данных табл. 3.4.
Таблица 3.4
Тип механизации
крыла
Крыло без механизации
Простой закрылок
Однощелевой закрылок
Двухщелевой закрылок
Закрылок Фаулера
Угол отклонения
Взлет
20°
,_ 20°
20°
15°
Посадка
60°
40°
50°
40°
*~>у max мех
Взлет
1,40
1,50 .
1,70 .
2,00.
1,20...
1,60
. 1,70
. 1,95
.2,20
Посадка
1,40
1,7 ¦
К8.
2,3 .
2,5.
.2,0
2,2
.2,7
.2,9
4. Для каждого варианта механизации крыла определяют Су тахвзл, и
с помощью формулы C.23) и (или) формулы C.25) для диапазона парамет-
параметров C.70) вычисляют зависимости Л/о =/(Ро, Су max взл) из условия задан-
заданных в ТЗ взлетных характеристик. Полученные зависимости наносят на
график в координатах Л/о и Pq.
5. Для каждого варианта механизации крыла определяют Су тах пос
(принимают по данным самолетов аналогичного класса или с помощью
данных табл. 3.4), и по формуле C.34) и (или) формуле C.35) для диапазо-
диапазона параметров C.70) вычисляют зависимости Ро =ДСу max пос) из условия
заданных в ТЗ посадочных характеристик. Полученные зависимости нано-
наносят на тот же (см. пункт 4) график в координатах No и Ро.
6. Для каждого варианта механизации крыла и для диапазона пара-
параметров C.70) вычисляют зависимости Л/q = _ДРо) из условия заданных в
НЛГС требований к скороподъемности самолета у земли (формула C.51))
и к градиенту набора высоты (формул C.56). Полученные зависимости на-
наносят на тот же (см. пункт 4) график в координатах Л/q и Ро.
7. С помощью формулы C.66) и (шт)_формулы C.67) для диапазона
параметров C.70) вычисляют зависимость А/о — fiPo) из условия заданной
в ТЗ крейсерской и (или) максимальной скорости полета. Полученные за-
зависимости наносят на тот же график в координатах Л/о и Ро.
В результате применения предлагаемой схемы построения области
допустимых значений проектных параметров (пункты 1 ... 7) получается
график, пример которого приведен на рис. 3.18.
Рекомендуется нанести на этот график значения Л/о и Ро, получен-
полученные по данным статистики (см. разделы 3.3 и 3.4) - на рис. 3.18 это за-
заштрихованная прямоугольная область около точки А.
60
0,30-
га
о 0,25"
л
g 0,20-
i
1 0,15-
О
ш
1 одо-
ф
X
т
S 0,00-
/Л
Л
j
N. i
\ i
1 У(Лч
6 = 1:12 jpSS^
1
1,2
Г
1
^^
Ь у max no<
1
...
,.—
-——¦""Г
'1,9
t
lit
.1,2-
И1,6
крейс"
I
20 40 60 80 100
Взлетная удельная нагрузка на крыло, даН/кв.м
Рис. 3.18. Области выбора параметров самолета и механизации крыла
3.5.6. Рекомендации к анализу области допустимых значений
проектных параметров самолета
При нескольких вариантах механизации крыла, как это видно из
примера на рис. 3.18, график области допустимых значений проектных па-
параметров самолета может получиться громоздким и при его анализе требу-
требуется повышенное внимание.
На рис. 3.19 для наглядности выделена область допустимых значе-
значений проектных параметров самолета, крыло которого не имеет механиза-
механизации.
Для оценки влияния механизации крыла на выбор параметров само-
самолета на рис. 3.20 выделена область допустимых значений проектных пара-
параметров самолета при механизации крыла типа простой закрылок
Результат сравнения областей на рис. 3.19 и рис. 3.20 очевиден.
Поскольку границы ограничений получены приближенными мето-
методами, то не рекомендуется выбирать значения проектных параметров Л/о и
Ро на границе ограничений. Если значения Л/о и Ро будут выбраны на гра-
границе какого-либо ограничения, то может оказаться, что при последующем
уточнении этих границ выбранные Л/о и Ро окажутся в области недопус-
недопустимых значений. Кроме того, существует общая и устойчивая тенденция
увеличения взлетного веса в процессе проектирования самолета, которая
также является причиной изменения положения границ ограничений.
61


0,30
m 0,00
20 40 60 80 100
Взлетная удельная нагрузка на крыло, даН/кв.м
Рис. 3.19. Пример области выбора значения параметров Л/о и Ро для
самолета с крылом без механизации
0,30
ш 0,00
20 40 60 80 100
Взлетная удельная нагрузка на крыло, даН/кв.м
Рис. 3.20. Пример области выбора значения параметров Л/о и Ро для
самолета с крылом, имеющим механизацию типа простой закрылок
62
i
При выборе значений Л/о, Ро и механизации крыла необходимо учи-
учитывать последующее развитие (модификации) самолета. Как правило, при
модификации самолета переход на применение двигателя большей мощно-
мощности бывает менее затруднительным, чем изготовление нового крыла боль-
большей площади. Однако излишняя площадь крыла может ухудшить эконо-
экономические характеристики самолета основной модели самолета.
При анализе следует учитывать возможность улучшения летных или
взлетно-посадочных требований ТЗ.
Таким образом, осуществляя инженерный анализ области допусти-
допустимых значений проектных параметров самолета, принимается решение о
конкретных значениях, Л/о и Ро и типе механизации крыла. Для одних са-
самолетов из условия заданной ВПП целесообразна высокоэффективная
сложная механизация крыла, для других - увеличение площади крыла при
простой его механизации.
Существующая неопределенность выбора конкретных значений Л/о,
и Ро объясняется отсутствием количественного критерия в аналитическом
методе проектирования, что является недостатком аналитического метода.
3.6. О МЕТОДЕ ОПТИМАЛЬНОГО ПРОЕКТИРОВАНИЯ
Для обоснованного принятия решения о выборе наивыгоднейшего
типа механизации крыла и оптимальных значений проектных параметров
самолета необходимы параметрические исследования и оптимизационные
расчеты по выбранному или заданному критерию оптимальности. Крите-
Критерием оптимальности может быть, например взлетный вес самолета Go или
какой-либо экономический показатель, например прямые эксплуатацион-
эксплуатационные расходы (ПЭР). Эти вопросы в данной работе не рассматриваются.
При необходимости рекомендуется обратиться к специачьной литературе.
Однако в качестве иллюстрации идеи оптимального проектирования на
рис. 3.21 приведен гипотетический пример. Каждой точке на графике со-
соответствует проектное решение самолета, для которой может быть рассчи-
рассчитан критерий оптимальности. Для случая на рис. 3.21 он выражен в про-
процентах от минимально достижимой величины_- точка О A00%), соответст-
соответствующая варианту комбинации параметров в Л/о, Ро, при котором критерий
оптимизации имеет «абсолютный оптимум». Для примера на рис. 3.21 эта
точка лежит в области неприемлемой комбинации параметров. _
На рис. 3.21 точка В - это вариант комбинации параметров Л/о, Ро,
при котором удовлетворяются все требования и ограничения с наилучшим
значением критерия (т.к. линия ограничений является касательной к линии
постоянного значения критерия оптимальности). Точка С — это вариант,
принятый конструктором, учитывая неопределенность границ и уменьшая
риск попадания в недопустимую зону.
63


о
i
i
>.
о.
о
о
m
2
О.
Ш
I
т
о;
«и
I
ь-
ш
! Линия постоянного!
ЩГ\ значения критерия I |
Взлетная удельная нагрузка на крыло
Рис. 3.21. Пример выбора рационального варианта
комбинации параметров самолета
Хотя «абсолютный оптимум» (точка О) не имеет существенного зна-
значения, однако вариант проектного решения, соответствующий этой точке,
целесообразно проработать, так как разница между вариантами, соответст-
соответствующими точкам О и С, покажет во что обходится выполнение требова-
требований, которые не позволяют достигнуть теоретический абсолютный опти-
оптимум.
Существуют две основные возможности приблизиться к оптимуму:
1) применение технических новшеств (достижений научно - техни-
технического прогресса). Этот шаг обычно ведет к увеличению стоимо-
стоимости создания самолета, однако не исключает снижения прямых
эксплуатационных расходов;
2) изменение технического требования, создающего ограничение.
Пример на рис. 3.21 является очень упрощенной схемой. Описанный
метод является не_более чем «подсказкой» для выбора варианта комбина-
комбинаций параметров Л/о, Ра. Проект самолета в реальной ситуации никогда не
оценивается на основе одного критерия, и число переменных всегда боль-
больше двух. Выход может быть найден, полагаясь на здравый смысл конст-
конструктора, его опыт и интуицию, а также на результаты взаимодействия кон-
конструктора с потенциальными покупателями создаваемого им самолета.
Полезным может быть применение современных методов решения много-
многокритериальных задач. Эти методы изложены в специальной литературе.
64
3.7. ПАРАМЕТРЫ САМОЛЕТА ВТОРОГО ПРИБЛИЖЕНИЯ
Данный этап проектирования начинается с выбора двигателя. Значе-
Значение его потребной мощности определяется с помощью выбранной энерго-
энерговооруженности (раздел 3.5.6) и предварительного значения взлетного веса
(раздел 3.2)
0) C.71)
На основании мощности (No)npeAB по каталогам двигателей выбирается
конкретная марка двигателя, имеющего конкретное значение мощности,
которое должно удовлетворять условию
Л/о>(л/о)предв- C-72)
При подборе двигателя к самолету недостаточно исходить только из
величины его мощности. Следует учитывать и другие условия, принимая
во внимание: расчетную высоту двигателя (высотность двигателя), расход
топлива и удельный вес двигателя, его лобовое сопротивление и габариты.
При определении высотности двигателя следует иметь в виду сле-
следующее. Если самолет предназначен для длительных полетов на крейсер-
крейсерской высоте, то, как показали специальные исследования ЦАГИ, оказыва-
оказывается выгодным подбирать двигатель с таким расчетом, чтобы его высот-
высотность была на 1500 ... 2000 м ниже крейсерской высоты полета. Для пас-
пассажирских самолетов с негерметичной кабиной высота полета, как прави-
правило, ограничивается высотой 3000 м, поэтому для таких самолетов следует
подбирать двигатель с высотностью 1000 ... 2000 м.
В наименовании зарубежных поршневых двигателей используют
следующие условные обозначения: G - привод с редуктором, TS - с тур-
бонаддувом, 1-е непосредственным впрыском топлива, О - оппозитная
схема расположения цилиндров, L - с жидкостным охлаждением. Напри-
Например, «TSIO-360-KB» расшифровывается так: TS - с турбонаддувом, / -
непосредственный впрыск, О — оппозитная схема, 360 — рабочий объем в
куб. дюймах, KB - порядковая модификация.
Взлетный вес самолета второго приближения при выбранном двига-
двигателе мощностью Л/о определяется по формуле
Go =
Л/о
Л/о
C.73)
По выбранной Ро - удельной нагрузке на крыло при взлете (раздел
3.5.6) и взлетном весе второго приближения (формула C.72)) определяется
площадь крыла проектируемого самолета (формула 3.2)
S= —
Ро'
65


Глава 4
ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ КРЫЛА САМОЛЕТА
4.1. ВВОДНЫЕ ЗАМЕЧАНИЯ
Легкие самолеты относятся к классу самолетов с «малыми дозвуко-
дозвуковыми» скоростями, диапазон эксплуатационных скоростей которых не до-
допускает проявления эффекта сжимаемости вплоть до максимальной скоро-
скорости пикирования. Эти самолеты имеют максимальное число Маха до
М = 0,6 в горизонтальном полете и до М = 0,7 при пикировании в зависи-
зависимости, главным образом, от относительной толщины крыла. Прямое крыло
с широким диапазоном относительной толщины профиля, обеспечиваю-
обеспечивающим компромисс между аэродинамическими, прочностными и конструк-
конструктивными требованиями, наиболее применимо на этих самолетах.
Термин «прямое крыло» можно интерпретировать как крыло со
стреловидностью в пределах -15° < х. ^ +\5", и его не следует путать с тер-
термином прямоугольное крыло.
Основные геометрические характеристики крыльев некоторых лег-
легких самолетов приведены в табл. 4.1.
Таблица 4.1
Тип
самолета
Beagle В. 121
Beagle B.206
Beechcraft V35
Beechcraft D55
Bolkow 207
Bolkow 208C
Cessna 150
Cessna 172
Cessna 185
Dornier Do-28
Piper PA-23
Piper PA-24
Piper PA-28
Piper PA-31
8,04
10,0
6,10
7,16
7,60
6,90
7,00
7,52
7,41
8,50
6,80
7,28
5,63
7,25
n
1,82
2,50
2,22
2,44
2,50
1,00
1,45
1,48
1,48
1,00
1,00
2,18
1,00
2,69
X
3°
0°
0°
0°
3°
-3°
0°
0°
0°
0°
0°
-2,5°
0°
0,5°
С
0,15
0,13
0,143
0,14
0,16
0,09
0,12
0,12
0,12
0,18
0,14
0,15
0,15
0,135
Тип механизации
3.K
Щ1
Щ2
Щ1
Щ1
Пщ
Пр
Щ1
Щ1
Щ1
Щ2
Пр
Щ1
Щ1
Щ1
П.К
-
-
-
-
-
-
-
-
п
-
-
-
-
Ьг
0,21
0,28
0,22
0,23
0,22
0,28
0,33
0,30
0,33
0,25
0,18
0,17
66
Таблица 4.1
Тип
самолета
АЮСОРД-201
Ан-14А
И-1Л
Ил-103
Як-12М
Як-18Т
Як-52
Як-55
Як-112
X
П,1
12,17
9,00
7,58
6,65
6,60
6,01
5,47
7,20
1,00
2,07
1,00
1,90
1,00
1,88
1,98
2,50
1,00
X
0°
0°
0°
0°
2°
0°
0°
0°
С
0,14
0,15
0,11
0,12
0,12
0,14
0,14
Тип механизации
З.К
Щ1
Щ2
-
Щ1
3
Пщ
П.Щ
-
3
П.К
-
п
-
-
п
-
-
-
-
?>з
-
-
Примечания к табл. 4.1: З.К - задняя кромка; П.К - передняя кромка; Пр -
простой закрылок; Щ1 - однощелевой закрылок; Щ2 - двухщелевой за-
закрылок; Пщ - посадочный щиток; П - предкрылок; 3 - закрылок; прочерк
(-) означает отсутствие соответствующей механизации крыла; пустая клет-
клетка означает отсутствие данных.
Обработка статистических данных о геометрии закрылков показала,
что относительная хорда закрылков Ь3 составляет 0,25(±0,05) (в скобках
приведено среднеквадратическое отклонение). Как правило, закрылки рас-
располагаются по всей задней кромки крыла, свободной от элеронов.
Угол поперечного «V» крыла для самолетов - высокопланов состав-
составляет 1° ... 2°, для самолетов - низкопланов около 5° ... 7°.
Угол установки крыла срКр находится в пределах от 1,5° до 4°.
4.2. ФОРМА КРЫЛА В ПЛАНЕ
Площадь крыла и тип механизации тесно связаны с летными харак-
характеристиками, в то время как параметры формы в основном влияют на ха-
характеристики сваливания.
Форма в плане определяется видом на крыло сверху. Форма в плане
непосредственно связана с удлинением и сужением крыла и влияет на ко-
коэффициент индуктивного сопротивления, характеристики сваливания и вес
крыла. Кроме того, удлинение крыла оказывает влияние на летные харак-
характеристики.
67


На практике можно наблюдать самые разнообразные формы крыла в
плане даже у самолетов, проектируемых по одним и тем же требованиям.
Выбор формы крыла в конкретном случае не так свободен, как это можно
предполагать на основании этого многообразия. Он зависит от опыта, на-
накопленного конструкторским бюро, выполненного объема эксперимен-
экспериментальных исследований аэродинамических характеристик, устойчивости,
управляемости и силовой схемы.
Наибольшее распространение в настоящее время получили три фор-
формы прямого крыла (рис. 4.1): трапециевидное крыло, крыло с прямым цен-
центропланом и трапециевидными консолями, а также прямоугольное крыло.
а) прямоугольная б) трапециевидная в) трапециевидная с
форма форма прямым центропланом
Рис. 4.1. Основные формы в плане прямого крыла
Прямоугольное крыло (рис. 4.1,о) привлекает простотой изготовле-
изготовления в связи с единообразной формой профиля, что упрощает оснастку. С
аэродинамической точки зрения оно уступает трапециевидному крылу, од-
однако его применение оправдано на недорогих частных самолетах малой
серии, когда небольшая начальная стоимость самолета является важным
фактором его конкурентоспособности. Прямоугольное крыло хорошо со-
сочетается с применением эффективных закрылков по всему размаху, когда
конструктивные усложнения компенсируются относительной простотой
закрылков с постоянной хордой. Прямоугольное свободнонесущее крыло
обычно бывает небольшого относительного удлинения для снижения веса,
но подносные крылья могут иметь большое удлинение, несмотря на отсут-
отсутствие сужения.
Трапециевидное крыло (рис. 4.1,6) обладает низким индуктивным
сопротивлением, большой подъемной силой, малым весом конструкции и
достаточным объемом для размещения шасси. При умеренном сужении
крыла могут быть получены приемлемые характеристики при сваливании.
Крыло с прямым центропланом (рис. 4.1,в) обладает хорошими аэро-
аэродинамическими характеристиками и выгодно с конструктивной и произ-
производственной точек зрения, особенно для двухмоторного самолета с гондо-
гондолами на крыле.
68
Влияние формы крыла в плане на аэродинамические характеристики
можно оценить по величине коэффициента 8, который используется в рас-
расчетах индуктивного сопротивления -
где 6 = 0 — эллиптическое крыло;
8 = 0,002 ... 0,005 - трапециевидное крыло с прямым центропланом;
8 = 0,02 ... 0,08 - трапециевидное крыло;
6 = 0,05 ... 0,12 - прямоугольное крыло.
Конкретные значения 6 зависят так же от удлинения и сужения кры-
крыла и приводятся в специальной литературе.
4.3. УДЛИНЕНИЕ КРЫЛА
Удлинение есть отношение размаха к средней геометрической хорде.
При заданной площади крыла оно позволяет сразу получить размах -
l=-fkS. D.1)
При прочих равных условиях увеличение удлинения крыла легкого
самолета приводит к изменению следующих характеристик:
1) геометрических: увеличение размаха крыла, уменьшение хорды
крыла, уменьшение внутреннего объема крыла;
2) аэродинамических: уменьшение коэффициента индуктивного со-
сопротивления, незначительное увеличение сопротивления трения, умень-
уменьшение значения критического угла атаки; увеличение С%, перемещение
назад фокуса крыла, повышение эффективности механизации крыла;
3) прочности и жесткости: увеличение изгибающего момента,
уменьшение строительной высоты крыла, уменьшение жесткости крыла на
изгиб и кручение. Сохранение прочности и жесткости крыла требует уве-
увеличения веса его конструкции;
4) маневренности по крену - увеличение массового момента инерции
самолета относительно продольной оси, большого демпфирования и
уменьшенной эффективности элеронов с небольшой хордой.
На рис. 4.2 и рис. 4.3 представлена статистическая информация о
размахе крыла в зависимости от площади крыла (рис. 4.2) и взлетного веса
самолета (рис. 4.3).
По данным на рис. 4.2 и на рис. 4.3 уравнения регрессий, получен-
полученные методом наименьших квадратов, имеют вид
/ = 4,42 + 0.406S. D.2)
/=8,8 +0,00122G0.
D.3)
69


го
Ъ
&
3
22
20
18
14
12
5 Ю
8
6
—
! i
¦
i
1
>
+10% )/[ «*Г
Г
1
-10% -
f/=4,42+0.406S [
1
—
—1
—
10 15 20 25 30 35
Площадь крыла, кв.м
40
Рис. 4.2. Зависимость между размахом крьша от его площадью
20
18
г 16
§14
е-12
и
то
Q- 8
0 1000 2000 3000 4000 5000 6000
Взлетный вес самолета, даН
Рис. 4.3. Зависимость между размахом крьша и взлетным весом самолета
Как показано в Приложении 3, критерий С/1 - «нагрузка на размах»
является функцией от параметра Ug, который в свою очередь есть выраже-
выражение
D.4)
На рис.4.4 представлены статистические данные о зависимости на-
нагрузки на размах от параметра Ug.
i
1 '
г"
2f
f
5»""
+10%
p
I
1
-~X*—
-11
I
L_ -
I
%
¦
.
Ij/ = 8,8+0,OO122Go[Z
1 1
70
150
х"
га
СО
2. юо
га
I
5,
е-
га
X
so
0
J8k
1
Go
V
——I
+10%
¦ • | У\щ/
И
Й
i
!
= 8,27+0,514 ^
z
Л/о1/крейс
Г
)%
i
\
50 100 150 200 250 300 350 400
Параметр UG , (л.с. км/чI/2
Рис. 4.4. Зависимость нагрузки на размах крыла от параметра Щ
По данным на рис. 4.4 уравнение регрессии, полученное методом
наименьших квадратов, имеет вид
^? = 8,27 + 0,514 /WoVK
Откуда следует формула для расчета размаха крыла
/ Go
8,27 + 0,514
D.5)
D.6)
На практике встречается и другая концепция критерия «нагрузка на
размах» - G/12, которую точнее было бы называть «нагрузкой на квадрат
размаха».
На рис. 4.5 представлены статистические данные о величине / /Go.
Уравнение регрессии для данных на рис 4.5 имеет вид
— = 0,0271+-^-. D.7)
Go Go
Из выражения D.7) следует формула для расчета размаха крьша
/ = ^ 74,6 + 0,0271 Go. D.8)
71


X
m
t
О
Ш
m
3
5
m
ra
3
U,1D '
0,14-
0,12-
0,10-
0,08-
0,06-
0,04-
0,02-
0-
i
1
- i 4
IV
\\
\
!
1
V
%
!
-10%
-
i
I2
Go
= 0,0271 + -
F=-~t--»*-~3-—i
^~-t——.j i ->
i
|
46
Go
—' —.
—
^ 0 1000 2000 3000 4000 5000 6000
Взлетный вес самолета, даН
Рис. 4.5. Зависимость от взлетного веса показателя, обратного
критерию «нагрузка на квадрат размаха»
Критерий «нагрузка на квадрат размаха» связан с удлинением крыла
и взлетной удельной нагрузкой на крыло следующим образом:
Go _ Go/S _ р0
/2 X X'
D.9)
После элементарных преобразований формулы D.7) с учетом выра-
выражения D.9) расчетная формула для определения удлинения крьша будет
D.10)
X = Ро| 0,0271
Go )
При выборе удлинения крьша целесообразно учитывать следующую
общую закономерность - если какое-либо техническое решение или изме-
изменение какого-либо параметра крыла ведет к уменьшению относительного
веса крыла, то это способствует увеличению удлинения, и наоборот. Эта
закономерность объясняет тот факт, что подкосные крылья, могут иметь и
имеют большее удлинение, чем свободнонесущие крылья. Например, са-
самолет подкосный высокоплан И-1Л имеет удлинение крыла 9, что превы-
превышает расчетную (по формуле D.10) среднестатистическую величину 7,83
на 13%, другой самолет подкосный высокоплан АККОРД-201 имеет удли-
удлинение крьша 11,1, что превышает расчетное среднестатистическое значе-
значение на 29%.
72
Пример. Для легкого одномоторного самолета определить размах и
удлинение подкосного крыла площадью 13,7 м2; взлетный вес самолета
867 даН, мощность двигателя при взлете 140 л.с, крейсерская скорость
140 км/ч.
Расчет по формуле D.2) - определяется среднестатистическое значе-
значение размаха
/ = 4,42 + 0.406S = 4,42 + 0,406-13,7 = 9,98 (м).
Расчет по формуле D.3) -
/ = 8,8 + 0,00122G0 = 8,8 + 0,00122-867 = 9,86 (м).
Расчет по формуле D.6) -
Go 867
8,27 + 0,514.
Расчет по формуле D.8) -
8,27 + 0,514 ^140-14
= 10,81 (м).
=^/ 74,6 + 0,0271 Go = ^ 74,6 + 0,0271 -867 = 9,9 (м).
Таким образом, для рассматриваемого примера величина размаха
крыла находится в пределах от 9,86 м до 10,81 м, что при площади 13,7 м2
соответствует удлинению в диапазоне от 7,1 до 8,53. Следовательно, вели-
величина размаха крьша на данном этапе проектирования имеет меньший раз-
разброс значений, чем удлинение крьша.
Расчет по формуле D.10) - определяется среднестатистическое зна-
значение удлинения крыла
X =Ро\ 0,0271 +—
I Go
4.4. СУЖЕНИЕ КРЫЛА
Сужение крыла г) оказывает большое влияние на распределение
подъемной силы по размаху. С увеличением ц центр давления консоли
крьша перемещается в направлении корневой части, снижая соответствен-
соответственно изгибающий момент от подъемной силы. Так как строительная высота
корневой части крыла также возрастает (при заданных площади, размахе и
профиле), сильно сужающееся крыло может быть меньше по весу и более
жестким на кручение, чем прямоугольное. У легких самолетов практиче-
практический верхний предел г) может определяться строительной высотой конце-
концевой части крыла, необходимой для установки элеронов и размещения про-
проводки управления к ним.
73


Для прямого крыла сужение ц - это главный параметр, определяю-
определяющий распространение срыва по размаху, так как оказывает большое влия-
влияние на распределение подъемной силы по размаху. Для прямого крыла по-
постоянного профиля и без крутки относительная координата (по размаху)
сечения, в котором будет начинаться срыв потока, определяется прибли-
приближенной зависимостью, приведенной в работе [21]
1
~ 1 ¦
D.11)
Например, у крыла с постоянным профилем и т| = 2,5 начало срыва
следует ожидать в сечении, расположенном на 60% полуразмаха от оси
самолета.
При большом сужении крыла следует ожидать заметного снижения
максимального коэффициента подъемной силы в концевой части из-за
уменьшения местных чисел Re, что повышает тенденцию к раннему кон-
концевому срыву. Хотя с этим явлением можно бороться путем смещения
точки начального срыва ближе к внутренней части крыла выбором профи-
профиля и крутки, все же величина сужения имеет определенный предел. При-
Принимая во внимание, что величина индуктивного сопротивления сужающе-
сужающегося крыла минимальна при т) = 2,0 .. 2,5 и малочувствительна к большим
отклонениям от этого значения, можно считать, что для прямого крыла ве-
величины т) > 2,5 малопригодны (см. табл. 4.1).
При известных площади и размахе (удлинении), после выбора вели-
величины сужения, геометрия крыла в плане становиться известной.
Если в качестве параметра выбран не размах, а удлинение крыла, то
в этом случае размах крыла вычисляется по формуле D.1).
Для прямого трапециевидного крыла (без центроплана) концевая
хорда Ьконц и корневая хорда ЬКорн определяются по известным формулам
Оконц —
_ Ькорн
D-12)
D.13)
Для трапециевидного крыла с прямым центропланом основные раз-
размеры для вида в плане получают, задавшись по статистике размахом цен-
центроплана /ц, корневая хорда при этом определяется по известной формуле
S
Ькорн = 7 7Т7~Г ¦ D-14)
74
Концевая хорда трапециевидного крыла с прямым центропланом вычисля-
вычисляется по формуле D.13).
4.5. ОТНОСИТЕЛЬНАЯ ТОЛЩИНА КРЫЛА
При прочих равных условиях увеличение относительной толщины
крыла приводит к изменению следующих характеристик:
1) геометрических: увеличение строительной высоты и внутрен-
внутреннего объема крыла;
2) весовых: уменьшение веса конструкции крыла;
3) увеличение жесткости крыла на изгиб и кручение;
4) аэродинамических: увеличение профильного сопротивления,
увеличение Су тах ~ Для профилей с относительной толщиной
до 0,16 ...0,18.
Необходимая величина удлинения для легкого самолета может быть
получена только при достаточной строительной высоте корневого профиля
крыла, где изгибающий момент достигает максимального значения. Если
относительная толщина крыла растет пропорционально X, благоприятный
эффект снижения индуктивного сопротивления с увеличением удлинения
крыла несколько сокращается из-за приращения профильного сопротивле-
сопротивления.
Относительная толщина крыла в пределах 0,14 ... 0,18 представляет
наибольший интерес с точки зрения характеристик при использовании
простой механизации по задней кромке и обеспечивает необходимый объ-
объем для уборки шасси. Толщины более 0,20 приводят к возрастанию про-
профильного сопротивления при небольшой подъемной силе, и это, в свою
очередь, ограничивает максимальное удлинение крыла величиной поряд-
порядка 13. Крылья легких самолетов имеют меньшее удлинение, и наивыгод-
наивыгоднейшей относительной толщиной корневого сечения считается величина
0,15.
Концевые профили следует применять с толщиной 0,10 ... 0,15. Это
уменьшение по отношению к корневому сечению способствует снижению
веса конструкции. Минимальная практическая толщина на конце крыла
легких самолетов должна быть достаточной для обеспечения размещения
проводки управления.
4.6. ВЫБОР ПРОФИЛЯ КРЫЛА
Выбор профиля крыла - одна из сложнейших задач, возникающих
перед конструктором.
При выборе профиля руководствуются следующими принципами.
75


1. Профиль на большей части размаха крыла должен иметь низкое
профильное сопротивление в диапазоне коэффициентов подъемной силы,
характерных для крейсерского полета.
2. Профиль концевых участков крыла должны иметь приемлемый
максимачьный коэффициент подъемной силы и, главное, плавные характе-
характеристики срыва.
3. Корневые сечения крыла с выпущенными закрылками должны
иметь высокое значение коэффициента подъемной силы и небольшое со-
сопротивление, особенно на режиме набора высоты после взлета.
4. Коэффициент продольного момента крыла должен быть неболь-
небольшим, чтобы уменьшать балансировочное сопротивление и крутящий мо-
момент при максимальном скоростном напоре.
5. Аэродинамические характеристики профиля должны быть мало-
малочувствительны к производственным отклонениям в форме крыла, наличию
на поверхности мелкой грязи, пыли и т. п.
7. Профиль крыла должны иметь максимально возможную относи-
относительную толщину в интересах снижения веса конструкции. Должны быть
обеспечены достаточные внутренние объемы для размещения топлива,
шасси, проводки управления и других элементов.
Основными геометрическими параметрами^ характеризующими
форму профиля, являются относительная толщина С и относительная во-
вогнутость /.
Относительная толщина рассмотрена выше - раздел 4.5.
Относительная вогнутость (кривизна) /определяет угол атаки
при нулевой подъемной силе, коэффициент продольного момента, коэф-
коэффициент подъемной силы при минимальном профильном сопротивлении и
Су max- Большая кривизна выгодна с точки зрения Су max, но для баланси-
балансировки продольного момента может потребоваться значительное отклоне-
отклонение руля высоты с соответствующим возрастанием сопротивления. Кри-
Кривизна, обычно, выбирается таким образом, чтобы в нормальном крейсер-
крейсерском полете профиль работал на Су, близком к расчетному. Самолеты ак-
акробатической категории имеют небольшую или нулевую кривизну профи-
профилей для обеспечения приемлемых характеристик в перевернутом полете.
Далее следуют параметры, еще более уточняющие форму профиля.
Координата максимальной толщины Хс определяет положе-
положение максимальной толщины по хорде. Чем дальше эта точка по хорде, тем
меньше минимальное профильное сопротивление. Однако это снижает
Су max и повышает профильное сопротивление при больших углах атаки.
Координата максимальной вогнутости X/ - определяет поло-
положение максимальной вогнутости средней линии профиля вдоль его хорды.
Смешение вперед точки максимальной вогнутости при средних значениях
относительной толщины профиля способствует повышению Су тах и воз-
76
никловению срыва по передней кромке. Более низкие значения Су тах и
плавный срыв характерны при смещении точки максимальной вогнутости
назад.
Кроме перечисленных главнейших геометрических параметров про-
профиля иногда выделяют еще ряд второстепенных параметров, характери-
характеризующих его полноту носка, скругление хвостика и т.д.
4.7. ХАРАКТЕРИСТИКИ ПРИ СРЫВЕ И КРУТКА КРЫЛА
Цель получения приемлемых характеристик самолета при свалива-
сваливании заключается в том, чтобы свести до минимума вероятность непроиз-
непроизвольного попадания в этот режим и обеспечить выход из него в случае, ес-
если пилот непреднамеренно привел самолет к срыву.
Если отрыв потока начинается на конце крыла, то сваливание само-
самолета, вероятнее всего, будет сопровождаться резким креном, так как неста-
нестационарность аэродинамических характеристик в области срыва может соз-
создать момент по крену. При этом эффективность поперечного управления
может быть частично потеряна из-за расположения элеронов в зоне отрыва
потока Тем не менее, срыв, начинающийся на конце крыла, можно считать
приемлемым, если концевой профиль имеет плавный максимум подъемной
силы. В этом случае конец консоли крыла будет создавать достаточную
подъемную силу после срыва без возникновения значительного момента
по крену.
Начало срыва в корневой части крыла может (в зависимости от по-
положения ГО относительно крыла) привести к попаданию на горизонталь-
горизонтальное оперение спутного следа и вызвать бафтинг оперения. При ограничен-
ограниченных масштабах этого явления на легких самолетах его можно считать при-
приемлемым, однако слишком сильный бафтинг с возможными повреждения-
повреждениями конструкции недопустим. Кроме того, след от срыва в корневой части
крыла может затенять киль с уменьшением эффективности путевого
управления. Положительными факторами корневого срыва считаются
практическое отсутствие крена и момент на пикирование, уменьшающий
угол атаки.
Для получения приемлемых характеристик срыва прямого крыла в
общем случае руководствуются следующим.
1. Сечение крыла, с которого начинается срыв должно располагаться
на расстоянии до 40% полуразмаха от корневого сечения [21].
2. Развитие срыва должно распространяться в корневую часть крыла,
а не в сторону его конпа.
3. Запас по Су на расстоянии около 70% полуразмаха от корневого
сечения (соответствует внутреннему концу элерона) должен быть, как ре-
рекомендуется в [21], не менее 0,1 в условиях начавшегося срыва (рис. 4.6).
77


О 0,2 0,4 0,6 0,8 _z_
1/2
Рис. 4.6. К выбору запаса при срыве:
/ — местный Су maxi
2 - местный Су при угле атаки
начала срыва;
3 - сечение, в котором начинается срыв
Кривая местных Су max вдоль размаха определяется исключительно
формой профиля и аэродинамической круткой крыла. Распределение Су по
размаху зависит, главным образом от формы крыла в плане и его геомет-
геометрической крутки.
Многообразие форм крыльев при проведении анализа можно сокра-
сократить, если ввести ограничения:
1. Хотя удлинение является важным параметром для характеристик
самолета, его влияние на характеристики срыва невелико.
2. Лучшими характеристиками сваливания обладают крылья с посто-
постоянной относительной толщиной профиля вдоль размаха.
Для тонких профилей с относительно острым носком характерен
резкий срыв потока, что сопровождается быстрой потерей подъемной силы
и резким сваливанием самолета. Особенно опасен резкий срыв, в случае
когда крыло имеет сужение в плане и более тонкий профиль на конце кры-
крыла. Поскольку в этом случае срыв потока, как правило, наступает несим-
несимметрично на одном из концов крыла. Для более толстых профилей с тупым
носком характерен «мягкий срыв» с медленным падением подъемной си-
силы. В этом случае пилот располагает временем для анализа и принятия ре-
решения.
3. Геометрическая крутка крыла более 5° приводит к неприемлемому
увеличению индуктивного сопротивления.
4. Большое сужение применимо только на крыльях с толстым корне-
корневым профилем и относительной толщиной концевого профиля около 0,12.
5. Интерференция крыла и фюзеляжа, наличие внешних гондол и
струй от винтов могут оказать значительное и неопределенное влияние на
характеристики срыва крыла.
Таким образом, логически обоснованной схемы принятия решения
не существует. Основная форма крыла может меняться после многочис-
многочисленных продувок в аэродинамических трубах. Не исключено, что в про-
процессе летных испытаний выявится необходимость применения устройств,
78
контролирующих срыв. Например, срыв потока с корневой части крыла
вызывает наплыв, установленный в корневой части — рис. 4.7. При этом
корневой профиль получает меньшую относительную толщину и «менее
несущую форму». Установка такого наплыва на экспериментальном само-
самолете Як-50 когда-то существенно изменила характер сваливания этого са-
самолета: при выходе на большие углы атаки он опускал нос и переходил в
пикирование [10].
- Исходный контур
Рис. 4.7. Наплывы крыла:
1 - экспериментальный вариант
самолета Як - 50;
2 - учебный самолет «L - 70»
4.8. ЭЛЕРОНЫ
Основные типы органов оправления по крену показаны на рис. 4.8.
Рис. 4.8. Основные виды применяемых органов управления по крену
На рис. 4.8 типы (а) и (Ь) - обычные элероны, применяющиеся на
большинстве самолетов. В типе (Ь) проще обеспечить жесткость конца
элерона и его крепления.
На рис. 4.8 тип (с) - интерцептор. При повороте штурвала отклоня-
отклоняется вверх только один интерцептор (например, для правого крена - пра-
правый), так как действие основано на срыве потока и последующем умень-
уменьшении подъемной силы на части размаха.
Первое предложение об использовании интерцепторов для попереч-
поперечного управления относится к 1932 г. Эта идея в 1934 ... 1936 гг. проверя-
проверялась в летных испытаниях на легких самолетах и в аэродинамических тру-
79


бах. Выявились как преимущества, так и недостатки такой системы управ-
управления.
Преимущества: возможность использовать закрылки по всему разма-
размаху крыла, момент рыскания благоприятного знака (что препятствует коле-
колебаниям типа «голландский шаг»), сохранение эффективности на больших
углах атаки, малое лобовое сопротивление в убранном положении. Можно
ожидать снижение веса конструкции крыла, поскольку шарнирные за-
закрылки (взамен элеронов) на 30 ... 50% легче элеронов той же площади,
так как элероны рассчитываются на предельный скоростной напор, а за-
закрылки - на режим взлета и посадки. Однако, выдвижные закрылки имеют
примерно тот же поверхностный вес (даНУм2), что и заменяемые элероны.
Интерцепторы могут быть подключены к системе непосредственного
управления подъемной силой крыла (без изменения угла атаки), а также к
системе управления нагрузками, благодаря чему можно улучшить точ-
точность пилотирования, уменьшить перегрузки при полете в неспокойном
воздухе. Снижение «болтаночных» перегрузок повышает комфорт пасса-
пассажиров и экипажа, увеличивает ресурс конструкции самолета.
Основные недостатки: нелинейное изменение поперечного и шар-
шарнирного моментов при отклонении интерцепторов, запаздывание действия
и потеря эффективности при полете самолета на «спине», возможность об-
обратного действия (реверса) интерцепторов при весьма малых и больших
углах отклонения его, уменьшение величины подъемной силы крыла при
вьтуске интерцептора и последующая потеря высоты. Последний недоста-
недостаток для легких самолетов практически не имеет значения. В специальных
летных экспериментах [20] было установлено, что потеря высоты не пре-
превышает 0,3 м/с. Это соизмеримо с потерей высоты, например, при непра-
неправильном отклонении руля высоты во время разворота и выхода из него.
На существующих легких самолетах интерцепторы для поперечного
управления размещают только на верхней поверхности крыла, на 0,6 ... 0,7
хорды от передней кромки. Чем больше расстояние от передней кромки,
тем меньше запаздывание действия интерцептора, но и тем меньше угол
атаки, при котором теряется его эффективность. Размеры интерцепторов:
суммарная площадь составляет 3,3 ... 4,3% от площади крыла, хорда около
@,05 ... 0,1)Ь; положение - вблизи 55 ... 65% полуразмаха крыла. Во из-
избежание реверса интерцепторов максимальный угол их отклонения от по-
поверхности крыла должен быть не более 45 ... 50 градусов [20].
Практически целесообразно применять интерцепторы в комбинации
с укороченными элеронами. Причем интерцепторы отклоняются только
при больших потребных углах отклонения элерона.
Эффективность обычных элеронов зависит от относительной хорды
Ьэ = Ьз/Ь, относительного размаха /э = /3//, углов отклонения и располо-
расположения элеронов по размаху крыла. Основные геометрические характери-
характеристики элеронов приведены на рис. 4.9.
80
Рис. 4.9. Геометрические характеристики элеронов
Результаты обработки статистических данных о характеристиках
элеронов крыльев легких самолетов приведены в табл. 4.2 (в скобках при-
приведено среднеквадратичное отклонение характеристики).
Таблица 4.2
Самолет с 1 двигателем
Самолет с 2 двигателями
Относительная площадь элеронов (см. рис. 4.9) S3 = 2Sa/S:
наиболее вероятное значение рав-
равно S3 = 0,079(±0,018) при диапазо-
не от 0,055 до ОД I.
наиболее вероятное значение рав-
равно Ss = 0,0622(+0,0127) при диапа-
диапазоне от 0,044 до 0,087.
Относительный размах двух элеронов (см. рис. 4.9) /3 = 2/э//:
наиболее вероятное значение рав-
равно /э = 0,37(±0,063) при диапазоне
от 0,32 до 0,49.
наиболее вероятное значение рав-
равно 1Э — 0,315(+0,058) при диапазоне
от 0,25 до 0,45.
Относительная хорда элерона (см. рис. 4.9) Ьэ =
наиболее вероятное значение рав-
равно Ьэ = 0,26(±0,058) при диапазоне
отО,17доО,38.
наиболее вероятное значение рав-
равно Ьэ = 0,26(+0,038) при диапазоне
от 0,18 до 0,31.
Относительная координата конца элерона (см. рис. 4.9) Z3 -
наиболее вероятное значение рав-
равно гэ = 0,94(+0,046) при диапазоне
от 0,84 от 1,0.
наиболее вероятное значение рав-
равно z-з - 0,93(±0,048) при диапазоне
от 0,84 до 0,99.
81


При отклонении элеронов, вследствие несимметрии распределения
нагрузки по размаху, результирующая подъемной силы перемещается в
сторону опущенного элерона и возникает момент крена Мх и, как вторич-
вторичное явление, момент рыскания Му. В возникновении Му основную роль иг-
играет увеличение индуктивного сопротивления на стороне опущенного эле-
элерона и уменьшение его на стороне поднятого элерона (индуктивный мо-
момент рыскания). Изменения профильного сопротивления при отклонении
элеронов без осевой компенсации дают при полете на малых Су ничтож-
ничтожный Му, а при полете на больших Су - момент, складывающийся с индук-
индуктивным.
Момент рыскания от элеронов направлен в неблагоприятную сторо-
сторону (отрицательный Му при положительном Мх); он вызывает скольжение и,
как следствие, момент крена от скольжения, противоположный моменту
крена от элеронов. Средствами уменьшения Му элеронов обычной схемы
являются:
• дифференциальное отклонение элеронов - максимальные углы от-
отклонения элеронов вверх, как правило, до 25е, вниз - до 15°;
• профилирование носка элеронов таким образом, чтобы при отклоне-
отклонении элерона вверх носок элерона выступал под крылом и увеличивал
сопротивление концевой части крыла больше, чем при отклонении
элерона вниз - рис. 4.10.
Ось вращения
элерона
а) элерон типа ЦАГИ б) элерон самолета Cessna - 150
Рис. 4.10. Примеры геометрии элеронов легких самолетов
На рис. 4.11 показаны разновидности аэродинамической компенса-
компенсации.
Наиболее распространенным видом аэродинамической компенсации
является осевая компенсация, в которой компенсирующей поверхностью
служит часть элерона, расположенная перед осью вращения элерона (по-
(позиция 4 на рис. 4.11, а). Практика показывает, что при скоростях полета до
250 км/ч и площади крыла около 10 м аэродинамическая компенсация
элеронов не нужна. В этом случае элерон может иметь форму, показанную
на рис. 4.11,6. Для выбора степени осевой аэродинамической компенса-
компенсации S0K элерона рекомендуется номограмма на рис. 4.12 - по данным ра-
работы [10].
82
Рис. 4.11. Аэродинамическая компенсация элеронов:
а) аэродинамические компенсаторы различного типа:
1 - роговой компенсатор; 2 - ось вращения элерона;
3 - узел навески элерона; 4 - осевая аэродинами-
аэродинамическая компенсация; 5 - сервокомпенсатор;
б) пример элерона без аэродинамической компенсации
На элероне рекомендуется устанавливать триммер с площадью
4 ... 8% от площади элерона.
0,30 И
0,25
0,20
0,15
0,10
0,05
j.I ,- l.- -~,Ч.„ , - ,|, , . l. .-„-.-У-...
;т роговая компенсация ]-¦''.%
V
/
V
if
/
/
/
—
1
3 S3tbM2
Рис. 4.12. К выбору осевой компенсации элеронов
83


Глава 5
ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ ОПЕРЕНИЯ САМОЛЕТА
В данном разделе предлагаются методы, основанные на стагистиче-
ской информации.
5.1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
Из-за множества факторов, влияющих на выбор параметров опере-
оперения, возможны различные варианты и окончательным принимается реше-
решение, при котором получаются наименьшие размеры ГО и ВО при обяза-
обязательном выполнении соответствующих требований технического задания
и НЛГС к самолету и его модификации.
Эффективность оперения и расположенных на нем рулевых поверх-
поверхностей определяется (см. рис. 5.1 и рис. 5.2):
• схемой оперения и его расположением по вертикали относитель-
относительно других частей самолета;
• относительной площадью ГО - Sro и относительной площадью
ВО - SB0;
• удалением оперения от центра тяжести самолета, т.е. плечом ГО
Lro и плечом ВО LB0;
• характеристиками - аг0 = Су го и 3Bo = Czbo;
• эффективностью рулей - пр.в= JSp.e и
Рис. 5.1. Характеристики горизонтального оперения
84
фокус ВО
Рис. 5.2. Характеристики вертикального оперения
Наиболее общей характеристикой эффективности оперения является
коэффициент статического момента (коэффициент мощности):
для горизонтального оперения -
Sbcax
для вертикального оперения -
-~ Sro Lro'
«во
Sbql
_ Sbqlbo _ ¦=¦ т"
LBO •
В табл. 5.1 приведены некоторые статистические данные о парамет-
параметрах эффективности оперения легких самолетов.
Таблица 5.1
Тип
самолета
Горизонтальное
оперение
Sro
Lro
Ло
Sp.B
Вертикальное
оперение
SBO
Leo
Abo
Sp.H
Одномоторные
Cessna Skywagon
Cessna Cardinal RG
Cessna Skylane RG
Piper Cherkee
Piper Warrior
Bellanca Skyrocket
Grumman Tiger
Rockw. Commander
SAH-1
Aviation Bullfinch
И-1Л
0,258
0,201
0,223
0,198
0,156
0,233
0,269
0,206
0,183
0,213
0,219
3,56
2,99
3,16
3,07
3,04
2,60
2.84
2,38
4,52
3,0
2,78
0,92
0,60
0,71
0,61
0,48
0,61
0,76
0,49
0,83
0,63
0,60
0,45
1,00
0,41
1,00
1,00
0,38
0,28
0,34
0,46
0,58
0,44
0,092
0,10
0,107
0,079
0,068
0,099
0,060
0,112
0,143
0,176
0,144
0,503
0,380
0,441
0,466
0,377
0,377
0,400
0,348
0,606
0,352
0,347
0,046
0,038
0,047
0,037
0,026
0,037
0,024
0,039
0,086
0,062
0,050
0,44
0,37
0,37
0,31
0,36
0,33
0,43
0,28
0,40
0,39
0,47
85


Таблица 5.1
Тип
самолета
Як-52
Як-112
Горизонтальное
оперение
Sro
0,19
0,231
iro
2,15
Aro
0,41
Sp.B
0,46
0,50
Вертикальное
оперение
Sbo
0,099
0,095
0,45
Abo
0,044
Sp.H
0,59
0,43
Двухмоторные
Cessna 31 OR
Cessna 402B
Cessna 414A
Cessna T303
Piper PA-3 IP
Piper PA-44-180T
Piper Chieftain
Beech Duchess
Beech Duke B60
АККОРД-201
Ah-14A
0,303
0,310
0,269
0,254
0,300
0,127
0,268
0,216
0,291
0,231
0,202
3,12
3,46
3,47
3,04
2,80
3,62
2,68
3,07
2,2
3,32
3,61
0,95
1,07
0,93
0,78
0,84
0,46
0,72
0,67
0,64
0,76
0,73
0,41
0,29
0,27
0,42
0,44
1,00
0,38
0,35
0,27
0,44
0,146
0,193
0,183
0,123
0,131
0,117
0,128
0,141
0,135
0,160
0,184
0,431
0,414
0,385
0,423
0,423
0,373
0,426
0,374
0,443
0,31
0,063
0,080
0,071
0,052
0,056
0,044
0,055
0,053
0,060
0,057
0,45
0,47
0,38
0,44
0,38
0,37
0,40
0,29
0,43
Статистическая обработка данных табл. 5.1 дала следующие резуль-
результаты по наиболее вероятным значениям параметров эффективности гори-
горизонтального оперения".
самолеты с 1 двигателем -
Sro = 0,213(±0,031); Гга = 3,09(±0,565); Аго = 0,658(+0,135);
Sp.B = 0,422(±0,085);
SBO = 0,107(±0,034); 18О = 0,418(±0,081}; дво = 0,0447(±0,017);
Sp.H = 0,395(±0,082);
самолеты с 2 двигателями -
3Г0 = 0,257(±0,055); Гг0 = 3,05(+0,447); Аго = 0,784(±0,186);
S-pB = 0,426(+0,225);
SBO = 0,146(±0,026); Гво = 0.41(±0,026); Аво = 0,0593(+0,011);
SPH = 0,401(±0,054).
Существуют статистические зависимости между коэффициентом
мощности ГО и максимальным значением Су в посадочной конфигурации
самолета:
для самолетов с 1 двигателем - Аго = 0,254Су тах пос + 0,087;
для самолетов с 2 двигателями - Aw = 0,497Су тах пос - 0,281.
Важнейшими из условий выбора параметров ГО являются:
• обеспечение необходимой эффективности продольного управле-
управления на больших углах атаки при отклоненной механизации крыла
и передней центровке;
• обеспечение минимально допустимой степени статической устой-
устойчивости при предельно задней центровке.
Важнейшими условиями при выборе параметров ВО являются:
• обеспечение путевой устойчивости и управляемости самолета;
• обеспечение гармоничности колебаний по крену и рысканию;
• взлет и посадка при боковом ветре;
• обеспечение балансировки и управляемости после отказа двигате-
двигателя (для многодвигательных самолетов).
На легких самолетах, не имеющих автоматических устройств в сис-
системе управления, удовлетворительные характеристики боковой устойчиво-
устойчивости и управляемости обеспечиваются путем выбора необходимых запасов
путевой и поперечной статической устойчивости самолега. Это достигает-
достигается выбором площади ВО и соответствующего угла поперечного «V» кры-
крыла.
5.2. ФОРМА И КОНФИГУРАЦИЯ ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ОПЕРЕНИЯ
Основными параметрами ГО являются: удлинение, угол стреловид-
стреловидности, сужение и форма профиля.
Статистические данные по основным геометрическим параметрам
горизонтального оперения приведены в табл. 5.2.
Таблица 5.2
Число
двигателей
1 двигатель
2 двигателя
4,0
3,7
^•го
... 6,3
... 7,7
0°
0°
Хго
... 10°
... 17°
1,0
1,0
Лго
... 2,2
...2,08
«vro»
0°
0°. .+12°
Фго
-5°...0°или
управляемый
стабилизатор
0°или
управляемый
стабилизатор
Концепция профиля. Основное требование к профилю ГО - обес-
обеспечить большой диапазон рабочих углов атаки. Широко применяются
87


симметричные и близкие к ним профили с большим радиусом носка, на-
например NACA0012. Относительная толщина профиля ГО находится в
диапазоне 0,09 ... 0,12. Однако на некоторых легких одномоторных само-
самолетах встречается профиль типа «плоская пластинка» с относительной
толщиной не более 0,05 и формой носовой части в виде полуокружности.
Жесткость и прочность ГО с таким профилем обеспечиваются расчалками.
Срыв на нижней поверхности ГО (при выходе самолета на большие
углы атаки) может быть задержан благодаря:
• отгибанию носка профиля вверх;
• отрицательной кривизне профиля (например, NACA 23012 в пе-
перевернутом виде);
• применению на нижней поверхности ГО фиксированного пред-
предкрылка.
В случае существенной вогнутости профиля ГО возможно дополни-
дополнительное сопротишгение в крейсерском полете.
Удлинение ГО влияет на его эффективность и вес конструкции.
При выборе удлинения ГО необходимо стремиться обеспечить достаточ-
достаточную эффективность оперения при всех возможных углах атаки крыла. Для
достижения этой цели должно выполняться условие ХГо < ^. Обработка
статистических данных дает следующую зависимость:
Хго=0,405Х+1,05. E.1)
Сужение ГО на практике в целях снижения веса конструкции ГО
имеет средние значения (см. табл. 5.2).
Стреловидность ГО на легких самолетах часто используется для
увеличения его плеча, хотя и с некоторым ущербом для кривой Су =/(а). В
этих случаях угол стреловидности до 25°создает определенные преимуще-
преимущества. Угол стреловидности ГО ограничивается иногда стремлением обес-
обеспечить прямую ось руля высоты с целью простоты конструкции.
Руль ВЫСОТЫ. Относительная площадь руля высоты влияет, в ос-
основном, на продольную управляемость самолета: с увеличением Sp.B чув-
чувствительность к действию рулей аозрастает, а с уменьшением — падает.
Кроме того, изменение SP.B сказывается на смещении диапазона предель-
предельных центровок: при увеличении SP.B диапазон центровок смещается впе-
вперед, в сторону меньших центровок, при уменьшении SP.B - назад.
Определяющими режимами для выбора максимального угла откло-
отклонения руля высоты вверх является взлет и посадка при передней центров-
центровке. Обычно этот угол равен 25 ...30 градусов. Определяющим режимом для
выбора максимального угла отклонения руля высоты вниз является вывод
самолета на безопасные углы атаки в случае сваливания самолета. Обычно
максимальные углы отклонения руля высоты вниз лежат в пределах:
88
15 ... 20 градусов. На руле высоты рекомендуется устанавливать триммер с
площадью 4 ... 8% от площади руля высоты.
Для выбора величины аэродинамической компенсации руля высоты
рекомендуется номограмма на рис. 5.3 - по данным работы [10].
Рис. 5.3. К выбору аэродинами-
аэродинамической компенсации
руля высоты
0,5 1,0 1,5 2,0
Площадь руля высоты, кз.м
Цельноповоротное ГО. Мощная механизация крыла (например,
выдвижные закрылки по всему размаху) создает не только большие коэф-
коэффициенты Су, но и большие пикирующие моменты (Пг. Для балансировки
самолета в этих случаях требуется увеличивать эффективность ГО, для че-
чего при заданной длине фюзеляжа целесообразно:
1) подобрать более несущий профиль ГО по сравнению с обычными
симметричными профилями;
2) увеличить площадь ГО;
3) применить цельноповоротное горизонтальное оперение (ЦПГО).
Первый способ ведет к более сложной и дорогой конструкции по
сравнению с обычными ГО (с симметричными профилями). Второй способ
ведет к увеличению веса конструкции и аэродинамического сопротиатения
ГО, Третий способ дает возможность:
• снизить вес ЦПГО (неразрезного по размаху) за счет ликвидации
руля высоты с узлами подвески и балансировочными грузами;
• упростить и удешевить конструкцию ГО путем уменьшения числа
деталей.
ЦПГО применяется на некоторых легких гражданских самолетах,
например, Cessna Cardinal RG, Piper Cherkee и др. Однако на пути осуще-
осуществления ЦПГО стоит ряд существенных трудностей.
Во-первых, для снижения шарнирного момента ось вращения ЦПГО
должна располагаться близко к центру давления. При этом есть опасность
получить на некоторых углах атаки ЦПГО перекомпенсацию шарнирного
89


момента (изменение знака шарнирного момента), что совершенно недо-
недопустимо при ручном управлении.
Вторым недостатком этой концепции является то, что ЦПГО суще-
существенно уменьшает степень продольной статической устойчивости с бро-
брошенной ручкой (при обычной механической связи между ручкой управле-
управления и ЦПГО).
Таким образом, применение ЦПГО на легких гражданских самоле-
самолетах требует доказательства возможности безопасного полета с брошенной
ручкой.
5.3. ПАРАМЕТРЫ ВЕРТИКАЛЬНОГО ОПЕРЕНИЯ
Статистические данные о параметрах ВО приведены в табл. 5.3.
Таблица 5.3
Число двигателей
1 двигатель
2 двигателя
Удлинение ВО
0,9 ... 2,2
0,7 ... 1,8
Стреловидность ВО
12° ... 42°
18° ... 45°
Сужение ВО
1,72 ... 3,12
1,35 ... 3,00
Пояснения к определению площади и высоты ВО дает рис, 5.4.
Рис. 5.4. Определение площади и высоты ВО:
1 - форкиль; 2 - плоскость стабилизатора
Профиль ВО обычно симметричной формы с относительной тол-
толщиной около 0,12 и сравнительно большим радиусом носка для работы в
широком диапазоне углов атаки ВО. На некоторых легких одномоторных
самолетах встречается профиль типа «плоская пластинка» с относительной
толщиной не более 0,05 и формой носовой части в виде полуокружности.
Стреловидность ВО является одним из способов предупреждения
срыва потока на ВО при скольжении самолета. В случае Т-образного опе-
оперения плечи обеих поверхностей (ГО и ВО) возрастают при увеличении
стреловидности ВО.
Сужение ВО слабо влияет на характеристики боковой устойчиво-
устойчивости. Его значение часто выбирают с учетом внешнего дизайна самолета.
На Т-образном оперении необходимы малые значения сужения с целью
90
получения достаточно большой строительной высоты профиля киля на его
конце, чтобы обеспечить размещение узлов крепления ГО.
Удлинение ВО выбирается с учетом обеспечения эффективности
ВО при больших углах скольжения (например, при отказе двигателя). Для
Т-образной схемы оперения удлинение ВО может быть вычислено по ста-
статистической формуле:
^-во= 0,6 + 0,05бЛ.. E 2)
Оценить величину удлинения ВО обычной схемы оперения (ГО на
фюзеляже) возможно по статистической формуле:
Хво=1,85-0,04Я,. E.3)
Руль направления. Определяющими режимами для выбора мак-
максимальных значений углов отклонения руля направления являются взлет и
посадка при одностороннем отказе двигателя и боковом ветре с той же
стороны. Максимальные углы отклонения руля направления обычно со-
составляют 25 ... 30 градусов в каждую сторону.
Для выбора величины аэродинамической компенсации руля направ-
направления рекомендуется номограмма на рис 5.5 - по данным работы [10].
На руле направления рекомендуется устанавливать триммер с пло-
площадью 4 ... 8% от площади руля направления.
1 И
о 50
II
к о
ГО *
Рис. 5.5. К выбору аэродина-
аэродинамической компенсации
руля направления
/
/
ФУ
''/
V
1 у
А/
А
уУ
/4
/
/
|
15
10
0,4 0,5 0,6 0,7 0,8 0,9 1,0 1,1
Площадь руля направления, кв.м
5.4. СВАЛИВАНИЕ САМОЛЕТА И ШТОПОР
Число катастроф по причине сваливания и штопора в авиации обще-
общего назначения составляет примерно 30% общего их числа.
Для устойчивости и управляемости самолета на больших углах атаки
очень важным является расположение ГО относительно крыла, поскольку
91


эффективность ГО существенно зависит от скоса потока за крылом и вих-
вихревого обтекания при срыве потока с крыла и фюзеляжа. На рис. 5.6 (по
данным работы [21]) показаны предпочтительные и нежелательные зоны
расположения ГО относительно САХ крыла. На рис. 5.6 hro обозначает
расстояние по вертикали до ГО от плоскости САХ крыла.
-1
САХ
Допустимо только для самолетов
нормальной категории
Возможное расположение ГО
Лучшая зона расположения ГО
| на всех режимах
1 2 3 4 Lro
Рис. 5 6. Зоны расположения ГО относительно крыла:
В штопоре центр тяжести самолета описывает весьма крутую спи-
спираль мшюго радиуса, величиной обычно от 1 до 2,5 м; шаг спирали от 60
до 150 м; ось спирали вертикальна; скорости снижения от близких к поса-
посадочной до скоростей 250 км/ч; угол атаки от 25° (крутой штопор) до 60° ...
65° (плоский штопор). Требования к режиму штопора сформулированы в
НЛГС к легким самолетам (например, АП 23.221). В настоящее время не
существует достаточно надежных средств по оценке вида штопора и спо-
способа выхода из него до момента начала летных испытаний опытного об-
образца.
Для выхода их штопора на легких самолетах используется, как пра-
правило, руль направления, которых при этом должен быть эффективным на
углах атаки до 45°. При этом необходимо учитывать влияние ГО, срывная
зона которого снижает эффективность ВО в целом, но в первую очередь -
эффективность руля направления. На больших углах атаки ГО создает
спутный след, границы которого образуют угол 60° и 30° с плоскостью ГО
- рис. 5.7. Рекомендуется, чтобы вне этой зоны было не менее 30% площа-
площади руля направления и некоторая площадь киля под ГО для демпфирова-
демпфирования движений в штопоре.
92
Область
срыва
Рис. 5.7. Размеры зоны срыва
потока на ГО
На рис. 5 7 показан вариант взаимного расположения ВО и ГО, когда
вертикальное оперение и руль направления не эффективны. На рис. 5.8 и
рис. 5.9 показаны зоны сохранения эффективности руля направления (за-
(заштриховано) при различных вариантах взаимного расположения ВО и ГО.
/С С
Рис. 5.8. Разнесение ГО и ВО по длине самолета
Рис. 5.9. Разнесение ГО и ВО по вертикали
93


Глава 6
К ОПРЕДЕЛЕНИЮ РАЗМЕРОВ ФЮЗЕЛЯЖА
6.1. ПРЕДВАРИТЕЛЬНОЕ ЗНАЧЕНИЕ ДЛИНЫ ФЮЗЕЛЯЖА
Приближенное значение длины фюзеляжа рассчитывается по стати-
статистической зависимости:
для самолетов с 1 двигателем - L($~ 0,538/ +1,66; F.1)
для самолетов с 2 двигателями - ?.ф = 1,224/ - 5,76.
F.2)
Если обозначить (см. рис. 6.1) через Хцт - расстояние от носа фюзе-
фюзеляжа (кок винта не учитывается) до положения центра тяжести самолета,
соответствующего центровке 25% Йсах, то отношение Хцт к длине фюзе-
фюзеляжа Ьф по статистическим данным легких самолетов составляет:
• для самолетов с 1 двигателем - Хцт = 0,31(±0,022) при минималь-
минимальном значении 0,286 и максимальном 0,355;
• для самолетов с 2 двигателями - Хцт = 0,385(+0,023) при мини-
минимальном значении 0,349 и максимальном 0,418.
Рис. 6.1. К определению предвари-
предварительного положения
центра тяжести самолета
относительно носа фюзеляжа
Задавая расстояние от носа фюзеляжа до предполагаемого положе-
положения центра тяжести Хит, предварительное положение крыла по длине фю-
фюзеляжа определяют по формуле
F.3)
Дальнейшее проектирование фюзеляжа должно вестись по схеме «от
внутренней компоновки к внешней форме» и оболочка вокруг полезной
нагрузки должна выбираться по принципу обеспечения минимальной омы-
омываемой поверхности и исключения по возможности срывов потока.
Аналитические методы проектирования фюзеляжа не всегда позво-
позволяют получить удовлетворительные результаты, поэтому внутреннюю
компоновку фюзеляжа выполняют на чертежной доске.
94
Основные принципы проектирования фюзеляжа состоят в следую-
следующем.
Первый этап состоит в проектировании поперечного сечения наи-
наименьшего периметра, поскольку в большинстве случаев это обеспечивает
наименьшие вес и лобовое сопротивление. В начале прорабатывают два
поперечных сечения: по кабине экипажа и по кабине пассажиров.
Второй этап проектирования фюзеляжа состоит в определении его
длины.
Выше (формулы F.1) и F.2)) приведены рекомендации по определе-
определению предварительного значения длины фюзеляжа. Далее выполняется чер-
чертеж общего вида фюзеляжа сбоку и сверху.
Носовая и хвостовая части фюзеляжа из соображений уменьшения
веса должны иметь возможно меньшую длину. Однако, если сделать их
слишком короткими, возрастет лобовое сопротивление. Форму носовой и
хвостовой частей фюзеляжа предварительно рекомендуется принимать по
аналогии с фюзеляжем самолета, близкого по пассажировместимости к
проектируемому.
По общим видам фюзеляжа сбоку и сверху уточняются:
• основные размеры кабины экипажа - рекомендации в разделе 6.2;
• основные размеры и компоновка пассажирской кабины - рекомен-
рекомендации в разделе 6.3.
Третий Этап выполняется, если первые прикидки не дают желаемо-
желаемого результата, или когда необходимо проанализировать несколько вариан-
вариантов компоновки фюзеляжа. Тогда процедура проектирования фюзеляжа
повторяется с первого этапа.
Дальнейшее уточнение размеров и формы фюзеляжа осуществляется
в процессе компоновки самолета в целом.
6.2. ГАБАРИТЫ КАБИНЫ ЭКИПАЖА
Минимальное число членов летного экипажа зависит от объема вы-
выполняемой работы. Нормы летной годности легких гражданских самолетов
допускают экипаж из одного пилота. Однако при полетах по приборам ре-
рекомендуется экипаж из двух летчиков.
Кабина экипажа должна занимать возможно меньший объем, но в то
же время обеспечивать пилоту нормальные условия для работы и отдыха.
Нормы летной годности легких самолетов (например, АП 23.771) требуют,
чтобы кабина экипажа и ее оборудование обеспечивали пилотам выполне-
выполнение их обязанностей без чрезмерного напряжения и утомляемости.
Как правило, на легких самолетах отсутствует перегородка между
кабиной экипажа и кабиной пассажиров. Но если кабина пилотов отделена
от кабины пассажиров перегородкой, то в ней должно быть предусмотрено
95


либо отверстие, либо открываемое окно, либо дверь для облегчения связи
между летным экипажем и пассажирами.
На легких самолетах кабина экипажа может компоноваться с учетом
индивидуальных конструктивных требований. В соответствие с этим при-
приведенные далее данные являются статистическими, а не стандартными
требованиями.
В соответствии с требованиями эргономики пилот легкого самолета
нормальной категории должен быть размещен таким образом, чтобы так
называемые суставные углы обеспечивали ему физиологически оправдан-
оправданную позу, т.е. иметь такое положение, при котором не затрудняется крово-
кровоток и не смещаются элементы позвонков. Значения суставных углов для
пилотов легких самолетов нормальной категории показаны на рис. 6.2 и
должны лежать в пределах, указанных в табл. 6.1- по данным работ [3, 10,
21 и 26].
Таблица 6.1
Суставной
угол
й
а
У
8
е
е
Значения,
град
15 ...20
170 ... 190
85 ... 100
90 ... 120
10... 15
85 ... 95
Рис. 6.2. Суставные углы в шарнирном
макете человека при правильной посадке
Нормы летной годности легких самолетов регламентируют располо-
расположение органов управления в кабине (например, АП 23.777), их перемеще-
перемещение и действие (АП 23.779), а также форму рукояток (АП 23.781).
На рис. 6.3 (по данным работ [10, 21, 26]) показаны значения линей-
линейных и угловых размеров основных расчетных точек. Точка S - контрольная
точка (точка пересечения плоскостей спинки, сидения и вертикальной
плоскости симметрии кресла).
Точка А (рис. 6.3) - нейтральное положение ШК или РУС, координа-
координаты которой, а также диапазон ее перемещения приведены в табл. 6.2. Ми-
Минимальный зазор между грудью пилота и положением ПЖ или РУС «на
96
себя» составляет 125 мм. Максимальный угол поворота штурвала 85°. Бо-
Боковой ход РУС (вправо - влево) 150(±20) мм в каждую сторону.
Таблица 6 2
Линия визирования
Параметр
а, см
а, градус
Ход
«на себя»
Ход
«от себя»
ШК
67 (±4)
45 (±3)
18 (±2)
22 (±2)
РУС
63 (±4)
48 (+3)
16 (+2)
20 (±2)
Горизонталь
Рис. 6.3. Координаты расчетных точек в кабине пилота
Индивидуальные требования относятся прежде всего к компоновке
педалей в вертикальном направлении, так как этот размер влияет на высо-
высоту кабины и, следовательно, на размеры миделя фюзеляжа. Педали должны
располагаться ниже уровня сиденья для уменьшения утомляемости летчи-
летчика. На рис. 6.3 показаны две концепции расположения педалей: первая ха-
характеризуется положением точки Вл и вторая - положением точки Вг. Каж-
Каждая из этих точек - это центр опорной площадки педали в нейтральном по-
положении. Точка В-\ соответствует расположению педалей для штурвально-
штурвального управления самолетов транспортной категории. Точка Вг встречается в
рекомендациях по легким самолетам с РУС.
Ход педалей +100 мм. В крайних положениях педали должны регу-
регулироваться (дополнительное перемещение 75 мм). Расстояние между ося-
осями педалей при штурвальном управлении 380(±120)мм, при РУС -
450(±50) мм. Расстояние от точки Bi (B2) до пола кабины не менее 100 мм,
но лучше 125 мм. Зазор между педалью в крайнем переднем положении (с
учетом дополнительного перемещения при регулировке) и передней стен-
стенкой кабины не менее 25 мм.
При размещении органов управления и средств отображения инфор-
информации обязательно должны учитываться физиологические, психофизиоло-
психофизиологические и биомеханические характеристики человека.
Для легких самолетов НЛГС (например, АП 23.143) регламентируют
усилия на командных рычагах управления самолетом при совершении ма-
маневра, которые не должны превышать значений, приведенных в табл. 6.3.
97


Условия приложе-
приложения усилий
(а)ю
Ручка управления
Величина усилий, даН
по тангажу
по крену
ратковременно
27,0
14,0
по курсу
-
Штурвал
одной рукой
двумя руками
Педаль РН
(б)т
23,0
34,0
-
-
27,0
-
эодолжительно
4,5
2.5
-
-
68,0
9.0
Общее эргономическое требование: наиболее часто используемые
органы управления должны размещаться в зоне видимости и в наиболее
удобной оптимальной рабочей зоне; другие органы управления должны
размещаться обяза-
обязательно в зоне дося- Таблица 6.3
гаемости и по воз-
возможности в зоне ви-
видимости.
Рабочее место
пилота могут ис-
использовать люди
разного роста, с раз-
разными анатомиче-
анатомическими характери-
характеристиками. Поэтому
необходимо преду-
предусмотреть возмож-
возможность изменения принятого расстояния до органов управления, что дости-
достигается регулировкой кресла в горизонтальной и вертикальной плоскости, а
при закрепленном кресле - применением пространственно регулируемого
блока педалей.
Нормы летной годности легких самолетов (например, АП 23.771)
требуют компоновать органы аэродинамического управления (т.е. педали,
ШК или РУС) за исключением тросов и тяг управления относительно
плоскости вращения воздушных винтов таким образом, чтобы ни пилоты
ни органы управления даже частично не находились в зоне между плоско-
плоскостью вращения винтов внутренних двигателей и поверхностью, образован-
образованной линией, проходящей через центр втулки винта по углом 5° вперед или
назад от плоскости вращения винта.
Точка С на рис. 6.3 - расчетное положение глаз пилота - располага-
располагается на расстоянии 90 мм от вертикали.
Угол у на рис. 6.3 - это угол установки спинки кресла, который мо-
может изменяться от 5° при взлете и посадке самолета до 19° при длительном
крейсерском полете. На многих легких самолетах спинки кресла пилотов
имеют фиксированное положение с углом установки 13° ... 16°.
Кресла летного экипажа обязаны иметь привязную систему, которая
должна позволять пилоту, сидящему с застегнутыми поясными и плечевы-
плечевыми привязными ремнями, исполнять все функции, необходимые для поле-
полета.
Определив положение пилота и командных рычагов, определяют
расстояния до потолка кабины, до приборной доски и до передней стенки.
На рис. 6.4 (по данным работ [10, 21, 26]) приведены основные ми-
минимальные статистические размеры. Рекомендуемая зона безопасности для
98
головы нилота - это верхняя полусфера радиусом не менее 200 мм из рас-
расчетной точки С на рис. 6.4.
[^ 560 .660
Линия
визирования
500
а) б)
Рис. 6.4. К выбору границ кабины экипажа
В кабине экипажа легких самолетах нормальной и многоцелевой ка-
категорий, как правило, находится рядом (бок о бок) два кресла (рис. 6.5 - по
данным работы [10]).
Левое кресло всегда зани-
занимает пилот. Второе кресло либо
пассажир, либо второй пилот.
Расстояние между осями этих
кресел составляет в среднем
760 мм (минимальный размер
500 мм). Ширина кабины пилотов
составляет от 900 мм до 1100 мм.
При полетах с пассажиром на
правом кресле должны быть при-
приняты меры, исключающие его
вмешательство в управление са-
самолетом. Например, убираются
командные рычаги.
Нормы летной годности
легких гражданских самолетов не
дают конкретных количественных
требований к обзору из кабины
экипажа.
Рис. 6.5. Вид спереди на кабину
пилотов
99


Например, AII23.773(a)(l) требуют, чтобы обеспечивался достаточ-
достаточно широкий беспрепятственный и неискаженный обзор, позволяющий пи-
пилоту осуществлять руление, взлет, заход на посадку, приземление, а также
производить любые маневры в пределах эксплуатационных ограничений
самолета.
Таким образом, во время визуального полега пилот должен хорошо
видеть такую часть воздушного пространства, которая позволяла бы ему
контролировать траекторию полета и избегать столкновения с другими са-
самолетами или препятствиями. На практике это определяет минимальные
углы визирования. Отправным моментом при определении углов обзора
является точка расчетного положения глаз пилота (точка С на рис. 6.4). Ре-
Реальный обзор измеряется с учетом бинокулярности зрения и подвижности
пилота - при свободном, без напряжения, повороте головы и наклоне туло-
туловища (без поворота) на рабочем месте с привязными ремнями.
В общем случае обзор из кабины вверх может ограничиваться кры-
крылом высокоплана или биплана, но как правило, специальных мер по его
улучшению не требуется. Обзор вниз определяется размерами приборной
доски, противобликовым щитком, носовой частью фюзеляжа и капотом
двигателя. Минимальный рекомендуемый угол обзора вниз составляет 12°,
но лучше 15°.
Угол наклона остекления с плоскостью визирования - не менее 25°,
но лучше 35°.
В случае, если аварийные выходы для пассажиров не являются удоб-
удобными и легкодоступными для аварийной эвакуации летного экипажа, то
НЛГС легких самолетов (например, АП 23.805) требуют расположения в
кабине экипажа либо одного аварийного выхода на каждом борту, либо
верхний аварийный люк. Размеры аварийного выхода (люка) не менее
485x510 мм.
6.3. ГАБАРИТЫ КАБИНЫ ПАССАЖИРОВ
Параметры пассажирских кабин некоторых легких самолетов LKa6,
/?каб, Ьцаб (длина, высота и ширина) приведены в табл. 6.4.
Таблица 6.4
Тип
самолета
Learjet - 25В
Cessna 180
Aero Commander-1121
Aero-45
N пас
8
6
6
3
Размеры кабины, м
Длина
3,76
2,64
2,60
1,41
Высота
1,32
1,32
1,52
1,18
Ширина
1,50
1,51
1,45
1,12
100
Таблица 6.4
Тип
самолета
Lockheed 60
L-200D «Morava»
DornierDo-27
GY-80 "Horizon"
«Kuin Air» A-65
P680FJP
Do 128-2
P.68C
Cessna 402C
Beech King Air C90-1
Ah-14A
E-1
Ил-103
М-101 «Гжель»
P-50 «Роберт»
Як-18Т
Л/пас
5
4
5-7
3
7
9
9
6
5
5
6
4-5
4
6
5
3
Размеры кабины, м
Длина
3,60
2,00
3,50
1.64
3.94
4,41
3,87
3.58
3,65
3,87
3,10
2,32
2,65
4,56
3,14
1,40
Высота
1,30
1,20
1,40
1,25
1,45
1,42
1,52
1,20
1,13
1,46
1,60
1,28
1,30
1,31
1,30
1,20
Ширина
1,22
,30
,30
1Д0
1,38
1,32
1,37
1,16
1,34
1,37
1,53
1,38
1,27
1,26
1,40
0,90
Статистика по параметрам пассажирских кабин легких самолетов
показывает (рис. 6.6, 6.7, 6.8), что длина, высота и ширина приближенно
следуют линейным зависимостям:
Лкаб = 0,694+0,414Л/пас; F.4)
= 1,09+0,0428Л/Пас; F.5)
= 1,03+0,0506Л/пас. F.6)
fe
1 I I
4 5 6 7
Число пассажиров
ю
Рис. 6.6. Длина пассажирской кабины легких самолетов
101


1 1.5 "
ю
§0,5-
3
m о-
j
1
—(
1—1
—-
1
U-l—'
I
1
I
1
123456789 10
Число пассажиров
Рис. 6.7. Высота пассажирской кабины легких самолетов
s
3
I
CO
от
ж
1,5
1,0
г—-*—
—i
—1
—,
1 1
1
а. 0,5
1
1 0
123456789 10
Число пассажиров
Рис. 6.8. Ширина пассажирской кабины легких самолетов
На легких самолетах сечение фюзеляжа делают либо в виде прямо-
прямоугольника со скругленными углами (рис. 6.9), либо овальной (бочкообраз-
(бочкообразной) формы (рис. 6.10), либо в виде круга.
Рис. 6.9. Прямоугольная форма
сечения фюзеляжа [6]
102
Каждая из форм сечений имеет преимущества и недостатки.
Например, преимуществом прямоугольной формы (рис. 6.9) является
простота изготовления плоских панелей фюзеляжа. Однако фюзеляж с та-
такой формой сечения нецелесообразно делать герметичным, поскольку пло-
плоские панели, нагруженные избыточным давлением, имеют значительный
вес. Поэтому прямоугольная форма сечения фюзеляжа может быть реко-
рекомендована для самолетов с крейсерской высотой полета до 3000 м. Кроме
того, требуется дополнительные конструктивно - технологические меро-
мероприятия для повышения местной жесткости плоских панелей. Прямо-
Прямоугольная форма фюзеляжа при одинаковом миделе с другими формами се-
сечения фюзеляжа имеет наибольший периметр и, следовательно, большую
площадь смачиваемой поверхности.
При высоте крейсерского полета свыше 3000 м и до 4000 ... 5000 м.
когда может потребоваться сравнительно небольшое избыточное давление
в кабине пассажиров и летного экипажа, может оказаться целесообразным
сечение фюзеляжа овальной формы - рис. 6.10.
Рис. 6.10. Овальная форма
сечения фюзеляжа [6]
Если высота крейсерского полета больше 5000 . . 6000 м и требуется
гермокабина, то наилучшей формой сечения фюзеляжа является круг.
Некоторые статистические данные о месте для пассажиров легких
самолетов приведены на рис. 6.11.
По аналогии с позой пилота (см. рис. 6.2 и табл. 6.1) изображается
поза пассажира- Потолок кабины должен находиться на расстоянии не ме-
менее 100 мм от верхней точки контура головы. Принимается средняя шири-
103


на плеч пассажира 510 мм. Заднее кресло для двух или трех пассажиров
иногда делают с общим сиденьем (диван). Однако более комфортабельным
считается вариант с индивидуальными креслами н подлокотниками. Ши-
Ширина сиденья кресла - 420 мм, габаритная высота кресла - 890 мм.
Рис. 6. 11. Место для пассажира
Нормы летной годности легких самолетов (например, АЛ 23.785)
требуют, чтобы каждая система «кресло + система фиксации человека»,
установленная по направлению или против направления полета самолета,
нормальной, многоцелевой или акробатической категорий должна состоять
из кресла, поясных и плечевых привязных ремней, обеспечивающих защи-
защиту человека при аварийной посадке. При других установках кресла должен
обеспечиваться такой же уровень безопасности.
Примеры компоновок кабин некоторых легких пассажирских само-
самолетов приведены на рис. 6.12 ... 6.15.
Рис. 6.12. Кабина 4-х местного
самолета - низкоплана
Рис. 6.13. Кабина 4-х местного
самолета - высокоплана
104
Рис. 6.14. Кабина 6-ти местного самолета - низкоплана
Рис. 6.15. Кабина 6-ти местного самолета - высокоплана
Каждая отдельная пассажирская кабина должна иметь по крайней
мере одну легкодоступную наружную дверь.
На всех легких самолетах с числом посадочных мест 2 и более (за
исключением самолетов с кабинами, закрываемыми фонарем) должен быть
по крайней мере один аварийный выход на борту кабины, противополож-
противоположном основной двери. Аварийными выходами могут быть подвижные ил-
иллюминаторы, панели, фонари или наружные двери, которые обеспечивают
открытый и беспрепятственный проем с размерами, позволяющими впи-
вписать эллипс 483x660 мм.
На многодвигательных самолетах при аварийном приводнении дол-
должен быть либо один бортовой аварийный выход выше ватерлинии, либо
один верхний аварийный выход с размерами не менее 510x915 мм (шири-
(ширина х длина) с радиусом закругления углов ие более 1/3 ширины выхода.
105


Глава 7
ВЛИЯНИЕ РАЗЛИЧНЫХ ФАКТОРОВ НАЛЕТНЫЕ
ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТА
Глава написана по данным и материалам работы [20].
Изменение геометрических характеристик. Увеличение раз-
размаха крыла при сохранении площади приводит к увеличению потолка,
вертикальной скорости и дальности полета, уменьшает время набора высо-
высоты и почти не влияет на Углах и длину разбега. Увеличение площади
крыльев при сохранении размаха приводит к уменьшению Vmax и Упос и
длины разбега, увеличивает в небольшой степени потолок и вертикальную
скорость и мало влияет на дальность полета.
Увеличение лобового сопротивления приводит к ухудшению
всех летных данных (в особенности Vm3x) за исключением Vnoc остаю-
остающейся практически неизменной.
Увеличение веса самолета приводит к снижению потолка, вер-
вертикальной скорости, небольшому снижению Углах, увеличению Vnoc и дли-
длины разбега и пробега. Расход горючего на километр пути также увеличива-
увеличивается. Например, увеличение веса на 1% снижает Vmax на 0 ... 0,2% для са-
самолетов с большой энерговооруженностью, на 0,2 ... 0,3% - со средней
энерговооруженностью и на 0,3 ... 0,4% - с малой энерговооруженностью.
Потолок снижается при этом на 70 м и скорость i/noc увеличивается на
0,5%.
Увеличение мощности приводит к увеличению Vmax, потолка,
вертикальной скорости, уменьшает разбег, мало влияет на дальность поле-
полета, не влияет на 1/Пос и пробег. Например, увеличение мощности на 1%
уиеличиоаст l/max 0,4 ... 0,5%. Потолок повышается на 70 м.
Увеличение КПД винта приводит к тем же результатам, что и
увеличение мощности силовой установки, с той разницей, что дальность
полета увеличивается.
Форма профиля крыла (с положением максимальной толщины
на 0,30 ... 0,35 хорды) при Углах менее 650 км/ч и высотах полета ниже
5000 м мало влияет на величину коэффициента сопротивления крыла.
Изменение относительной толщины концевых и корневых
профилей при Vmax менее 650 км/ч мало влияет на величину Сх. Например,
при Vmax~ 650 км/ч изменение СКонц на 1% хорды вызывает изменение
Цпах на 0,7 км/ч, а изменение Со на 1% хорды вызывает изменение Vmgx
на 1,5 км/ч.
106
Глава 8
КОМПОНОВКА САМОЛЕТА
В данной главе рассмотрены общие вопросы аэродинамической,
объемно-весовой и конструктивно-силовой компоновки самолета.
8.1. ЦЕЛИ, ЗАДАЧИ И ПРИНЦИПЫ КОМПОНОВКИ
Под компоновкой самолета понимают его общую и конструктивно-
силовую схемы, а также размещение внутри самолета экипажа, пассажи-
пассажиров, топлива, оборудования и других агрегатов и грузов. При этом термин
"компоновка" употребляется в двух смыслах: во-первых, в смысле процес-
процесса размещения объектов как внутри, так и снаружи поверхности самолета,
т.е. компонование самолета при его проектировании и, во-вторых, как ре-
результат этого процесса.
Компоновка самолета должна наилучшим образом отражать его кон-
концепцию.
Основными целями и задачами компоновки являются:
• определение объемов, необходимых для размещения коммерче-
коммерческой нагрузки, топлива и основных систем самолета. Вызванное
нерациональной компоновкой увеличение объемов отсеков приво-
приводит к увеличению как лобового сопротивления самолета, так и ве-
веса отсека;
• уточнение внешней геометрии самолета, т.е. уточнение формы и
размеров, характеризующих его внешнюю поверхность;
• разработка и взаимная увязка конструктивно-силовых схем основ-
основных частей самолета;
• обеспечение в выбранной системе координат требуемого положе-
положения центра тяжести самолета при различных вариантах его загруз-
загрузки, т.е. обеспечение заданной центровки самолета, являющейся
важнейшим условием его устойчивости и управляемости.
Основные требования к компоновке сводятся к следующему:
• компоновка должна обеспечивать выполнение ТЗ;
• каждый агрегат и система самолета должны быть расположены
так, чтобы они наиболее успешно выполняли свои функции;
• обеспечение наилучших эргономических характеристик взаимо-
взаимодействия экипажа с объектами в кабине, что позволяет уменьшить
физическую и психологическую нагрузку на экипаж самолета и
тем самым повысить безопасность полетов;
• компоновка должна обеспечивать удобство контроля, техническо-
технического обслуживания и замены частей систем и агрегатов;
• конструктивно-силовая схема конструкции должна обеспечивать
(при возможно полном выполнении предыдущих требований)
107


наименьший вес конструкции при достаточных прочности и жест-
жесткости;
• технологическое членение конструкции должно предусматривать
широкий фронт работ при производстве и удобство общей сборки
самолета.
Очевидно, что перечисленные требования противоречивы (напри-
(например, стремление снизить трудозатраты при монтаже и техническом обслу-
обслуживании потребует создания менее плотных компоновок, что ухудшит ис-
использование объемов отсека и приведет к увеличению его размеров и ве-
веса). Поэтому получение рациональных компоновок связано с нахождением
разумных компромиссов между перечисленными требованиями.
Основные принципы компоновки самолета заключаются в следую-
следующем.
1. Степень важности требований к самолету обусловлена его кон-
концепцией, поэтому в первую очередь выполняются наиболее важные требо-
требования, а остальные - по мере возможности.
2. В компоновке самолета, если это целесообразно, используются хо-
хорошо зарекомендовавшие себя на предшествующих самолетах конструк-
конструктивно-технологические решения с некоторыми изменениями в соответст-
соответствии с новыми требованиями.
3. В компоновке самолета должен широко использоваться принцип
совмещения нескольких функций, которые выполняются одним и тем же
элементом конструкции или агрегатом.
Процесс компоновки самолета состоит из трех параллельно проте-
протекающих и взаимосвязанных процессов:
•аэродинамической компоновки;
•объемно-весовой компоновки;
•конструктивно-силовой компоновки.
8.2. МЕТОДЫ КОМПОНОВКИ
Аппликативный метод является разновидностью графического
моделирования и основан на том, что при любых вариантах компоновки
самолета состав его компонуемых объектов остается неизменным. Это по-
позволяет отказаться в процессе компонования от выполнения чертежей объ-
объектов каждый раз заново и использовать их аппликации, т.е. выполненные
в уменьшенном масштабе и вырезанные по контуру ортогональные изо-
изображения компонуемых объектов. Изготовленные таким образом апплика-
аппликации компонуемых объектов перемешают по чертежу самолета до получе-
получения рациональной (с точки зрения конструктора) компоновки, которую за-
затем переносят на чертеж. Аппликативный метод обладает высокой степе-
степенью наглядности, хотя в этом случае процесс компонования должен со-
108
провождаться процессом расчета весовых и центровочных характеристик
самолета.
Модельный метод является разновидностью объемного модели-
моделирования и предусматривает выполнение моделей отсеков самолета и ком-
компонуемых объектов с достаточно подробной детализацией. Модели изго-
изготавливают из легкообрабатываемых материалов (дерева, фанеры, пенопла-
пенопласта и т.п.), хотя и для этих материалов трудоемкость изготовления моделей
остается весьма значительной. Несмотря на трудоемкость модельного ме-
метода компоновки, его преимуществом, помимо полного исключения случа-
случаев взаимного пересечения компонуемых объектов, является максимальная
наглядность, позволяющая проводить на объемных моделях отработку ди-
дизайна самолета и предварительную оценку его эксплуатационных характе-
характеристик. Дальнейшим развитием модельного метода является натурная
компоновка, использующая вместо объемных моделей реальные компо-
компонуемые объекты. Несмотря на еще большую детализацию проектных ре-
решений, применение этого метода ограничено из-за сложности его техниче-
технической реализации.
Принципиальным недостатком методов графического и объемного
моделирования компоновок является их низкая ттоизводительность, обу-
обусловленная, в свою очередь, низкой производительностью графических и
модельных работ. Время, необходимое для реализации такими методами
даже одного варианта компоновки, весьма значительно, что не позволяет
рассмотреть множество вариантов компоновки и выбрать из них наилуч-
наилучший. Однако рассмотрение даже ограниченного количества вариантов су-
существенно увеличивает общее время проектирования самолета. Качество
компоновки в основном определяется квалификацией и индивидуальными
способностями проектанта-компоновщика. Зачастую весь процесс компо-
иовки сводится к получению одного-единственного варианта размещения,
наконец-то удовлетворяющего всем предъявленным требованиям.
Математическое моделирование. Математическая модель - это
приближенное описание объекта, выраженное с помощью математической
символики. Возможности математических моделей чрезвычайно велики.
Выдающимся примером использования математического моделирования с
применением компьютерной техники и современных информационных
технологий является разработка самолета Боинг 777. Этот самолет - пер-
первый в мире, полностью спроектированный по «безбумажной технологии».
Его проект был смоделирован с помощью пакета программного обеспече-
обеспечения CATIA без единого «бумажного» чертежа и физического макета. Объ-
Объем информации составил 3,5 террабайт.
Принципиальным отличием систем автоматизированного проектиро-
проектирования от методов традиционного проектирования является переход от
графического моделирования проектных решений к их математическому и
геометрическому моделированию, что позволяет сократить время проек-
109


тирования (за счет быстродействия современных ЭВМ), повысить качест-
качество проектных решений за счет возможности рассмотрения значительного
количества вариантов этих решений, получения информации о выбранных
проектных решениях как в графическом виде, так и в форме, необходимой
для дальнейших расчетных работ и автоматизации технологической под-
подготовки производства.
8.3. ОСНОВНЫЕ ПРИНЦИПЫ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ
КОМПОНОВКИ
Основной целью аэродинамической компоновки является определе-
определение таких форм, размеров и взаимного положения частей самолета, омы-
омываемых воздушным потоком, которые обеспечивают требуемые летно-
технические характеристики при мшшмальных энергетических затратах и
обеспечении НЛГС. Результатом аэродинамической компоновки можно
считать предварительный вариант габаритного чертежа, содержащего три
проекции самолета.
Аэродинамическая компоновка пассажирского самолета сводится к
решению следующих основных задач:
1. В крейсерском полете самолет должен иметь возможно меньшее
аэродинамическое сопротивление. В связи с этим рекомендуется:
• уменьшать площадь омываемой поверхности самолета;
• уменьшать площадь миделя частей самолета;
• уменьшать отрицательную интерференцию частей самолета и уси-
усиливать их положительную интерференцию;
• избегать резкого изменения сечений, обрывов радиусных поверх-
поверхностей в продольном направлении фюзеляжа;
• уменьшать потери аэродинамического качества, связанные с ба-
балансировкой самолета и др.
2. При взлете и при посадке самолет должен обладать возможно
большей величиной коэффициента подъемной силы при обеспечении тре-
требуемых для безопасности полета запасов по углу атаки.
3. Выход самолета на критические режимы полета не должен сопро-
сопровождаться опасными последствиями. Развитие срыва потока должно быть
плавным.
4. На всех режимах полета, допустимых в эксплуатации, самолет
должен обладать требуемой управляемостью и запасами устойчивости.
ПО
8.4. ОСНОВНЫЕ ПРИНЦИПЫ ОБЪЕМНО - ВЕСОВОЙ
КОМПОНОВКИ
Основной целью объемно-весовой компоновки является определение
и минимизация размеров, главным образом, фюзеляжа, а также согласова-
согласование взаимного расположения частей самолета с потребными значениями
положениями центра тяжести самолета
При размещении агрегатов и грузов внутри самолета необходимо
учитывать, что все грузы, которые необходимо разместить на самолете,
можно разбить на две основные группы:
1) грузы, требующие вполне определенного места на самолете;
2) грузы, расположение которых не связано жесткими требованиями
с каким-либо определенным местом на самолете.
Так, например, экипаж, пилотажно-навигационное и другое оборудо-
оборудование и снаряжение, с которым работает экипаж, должны быть обязатель-
обязательно размещены в носовой части фюзеляжа.
Основные рекомендации по компоновке пассажирской кабины и ка-
кабины экипажа приведены ранее в главе 6.
Центровку (положение центра тяжести) самолета определяют отно-
относительно носка САХ.
8.4.1. Определение средней аэродинамической хорды
В данном разделе приведены общеизвестные способы определения
величины и положения САХ крыла.
Для прямоугольного в плане крыла САХ совпадает с хордой крыла
на виде самолета сбоку и лежит в плоскости симметрии самолета.
Для трапециевидных крыльев САХ лежит в плоскости и габаритах
крыла, поэтому ее величину и положение удобно находить графическим
способом - см. рис. 8.1.
Рис. 8.1. Определение САХ трапециевидного крыла
111


Способ состоит в следующем, на линии продолжения корневой хор-
хорды вверх или вниз откладывают отрезок, по величине равный концевой
хорде (получают точку В на рис. 8.1); на линии продолжения концевой
хорды откладывается в противоположную сторону отрезок, по величине
равный корневой хорде (получают точку D на рис. 8.1); точки В и D со-
соединяют. Точки, делящие корневую и концевую хорды пополам, также со-
соединяют прямой. Проведенные прямые пересекутся в точке А (на рис. 8.1),
через которую и проходит средняя аэродинамическая хорда крыла.
Для крыла сложной формы САХ определяется способом, иллюстри-
иллюстрируемый рис. 8.2.
Рис. 8.2. К определению САХ крыла с центропланом
Полукрыло разбивается на ряд секций, каждая из которых имеет
прямоугольную или трапециевидную форму в плане (на рис. 4.2 таких сек-
секций две; их площадь Si и S2 выделены различной штриховкой). Для каж-
каждой секции определяется своя САХ (Ьсах 1, Ьсах 2, ¦ -•)• Средняя аэродина-
аэродинамическая хорда всего крыла определяется по формуле
Ьсах 1 Si + Ьсах 2 Эг
Ьсах-'
(8.1)
Для биплана (рис. 8.3) центровка определяется относительно эквива-
эквивалентной хорды.
Ьсах В
Рис. 8.3. Эквивалентная хорда биплана
112
Величина эквивалентной хорды биплана вычисляется по формулам
"" ¦ (8-2)
Йэкв - Ьсах Н + ТТфсах В ~ Ьсах Hh
/?=-
Н
SHb,
сахН
(8.3)
где величины Л и И показаны на рис. 8.3.
Средняя аэродинамическая хорда верхнего Ьсах в и нижнего Ьсах н
крыльев биплана определяются для каждого отдельно по изложенным вы-
выше способам.
8.4.2. Расчетные случаи центровки
Обязательным этапом объемно-весовой компоновки самолета явля-
является определение положений его центра тяжести при различных вариан-
вариантах нагрузки (топлива, пассажиров, грузов).
Центр тяжести легких гражданских самолетов рекомендуется опре-
определять для следующих случаев эксплуатации.
1. Взлетный вес самолета: шасси выпущено; шасси убрано (для са-
самолетов с убирающимся шасси). Коммерческая нагрузка 100%.
2. То же, но коммерческая нагрузка и ее расположение варьируются
(например, вес коммерческой нагрузки 0%, 20%, 40% и т. д., расположе-
расположение ее - в передней части кабины, в задней части).
3. Посадочный вес самолета: шасси выпущено, топливо на борту в
количестве, необходимом на 30 мин полета при работе двигателей на ре-
режиме максимальной продолжительной мощности. Вес коммерческой на-
нагрузки и ее расположение варьируются.
4. Самолет без нагрузки (пустой, стоит на земле). Этот случай цен-
центровки является проверкой опрокидывания на хвост самолета, имеющего
шасси с носовой опорой.
5. Взлетный вес самолета: шасси убрано; шасси выпущено; вес топ-
топлива максимально возможный по объему баков; коммерческая нагрузка
отсутствует или часть ее имитируется для центровки балластом. Этот
случай соответствует перегоночному варианту при эксплуатации самоле-
самолета.
8.4.3. Проектное положение центра тяжести самолета
Для удобства эксплуатации легких гражданских самолетов необхо-
необходим широкий диапазон допустимых центровок, который может обеспе-
обеспечить:
• отсутствие жестких ограничений на размещение пассажиров и
грузов;
113


• беспрепятственную возможность перекомпоновки пассажирской
(грузовой) кабины.
Представление о предельных значениях центровок некоторых легких
самолетов дает табл. 8.1.
Таблица 8.1
Тип
самолета
Cessna 172
Cessna 177
Cessna 206
Cessna 337
Beechcraft B-45
Beechcraft M80
Piper PA-30C
DoraierDo28-D-l
АККОРД-201
И-1Л
Як-52
Як-112
Пределы центровки в полете, % САХ
Передняя
15,6
5,0
12,2
17,3
19,0
16,0
12,0
10,7
15,0
23,0
17,0
26,0
Задняя
36,5
28,0
39,4
30,9
28,0
29,9
27,8
30,8
35,0
36,0
25,0
34,0
Диапазон
20,9
23,0
27,2
13,6
9,0
13,9
15,8
20,1
20,0
13,0
8,0
8,0
Предельно передняя центровка определяется, как правило, условия-
условиями запаса управляемости при взлете и посадке. По статистике предельно
передняя центровка, допустимая в эксплуатации, составляет
(хцт.пп)э = 0,157 (±0,056) . (8.4)
Предельно задняя центровка определяется условиями достаточного
запаса продольной устойчивости в полете. По статистике предельно задняя
центровка, допустимая в эксплуатации, составляет
for. пз)э = 0,318 (±0,044) . (8.5)
Условия (8.4) и (8-5) не являются требованиями. В каждом конкрет-
конкретном проекте легкого самолета конструктор устанавливает необходимые
значения предельных центровок.
Для пассажирских легких самолетов при проектировании рекомен-
рекомендуется, чтобы степень статической продольной устойчивости была не ме-
менее 10% от Ьсах, т.е.
(mzCy) =-0,10...-0,12.
(8.6)
114
Важным параметром самолета является его нейтральная центровка,
при которой теряется продольная статическая устойчивость. Это происхо-
происходит при совпадении координат центра тяжести и фокуса самолета. Из ус-
условия обеспечения предельно задней центровки при минимальной степени
продольной статической устойчивости потребное расположение фокуса
самолета будет
| mz у\
V Угпт
э-| mz
V
(8.7)
Знание координаты фокуса самолета позволит на последующих эта-
этапах проектирования уточнить параметры горизонтального оперения.
Таким образом, из расчетов центровки определяют и уточняют:
• положение крыла вдоль продольной оси самолета;
• параметры оперения;
• местоположение стоек шасси;
• расположение основных видов нагрузки (топлива, пассажиров,
грузов и т.п.) из условия минимального их влияния на разбежку
центровки.
8.4.4. Расчет положения центра тяжести самолета
Центровка самолета определяется с помощью центровочной ведомо-
ведомости в следующей последовательности.
1. На чертеже предварительной компоновки (рис. 8.4) задают систему
координат XOY.
2. Отмечают центры тяжести отдельных компонентов самолета — пи-
пилотов, пассажиров, топлива, оборудования, крыла, ГО, ВО, фюзеляжа и
т.д. На данном этапе проектирование даже приближенное задание ЦТ этих
компонентов, как правило, бывает достаточной. Рекомендуется принимать:
• положение ЦТ крыла на 38 ... 42% bcaxi
• положение ЦТ оперения на 42 ... 45% Йсах го или Ьсах во;
• положение ЦТ конструкции фюзеляжа от носка:
одномоторный самолет с тянущим винтом - 32 ... 35% Лф;
двухмоторный с двигателями на крыле -38 ... 40% f-ф;
• положение ЦТ топлива в центре площади топливного бака на
плановой проекции самолета;
• положение ЦТ какого-либо агрегата в центре его объема.
3. Определяют координаты X, для каждого компонента и заполняют
две центровочных ведомости - для компонентов первой и второй групп.
В первую группу включают компоненты самолета, несложное пере-
перемещение которых относительно планера самолета может дать существен-
существенный сдвиг центровки.
115


V / Ml
ТлЛ А
://y\
/ V
CD 1
I
4
4 5 -
I 1
-I °°
1 ^ ^
1 /Ш 9-
4/1™
О
2
<D
CD
е
о
в;
X
о
с;
о
s
СО
I
Например, для самолета с двигателем в носовой части фюзеляжа:
группа I - для двигательной установки (двигатель, воздушный винт и
т.д.) (табл. 8.2);
группа II - для всех оставшихся компонентов (табл. 8.3).
Таблица 8.2
Наименование
компонентов
[группы
Двигатель
Воздушный винт
итак далее
Сумма
Вес G,, даН
ZG,
Координата
(плечо) X,, м
Статический мо-
момент G,-Xj, даН-м
?G,-X,
Таблица 8.3
Наименование
компонентов
П группы
Фюзеляж
Крыло
Топливо
и так далее
Сумма
Вес G,, даН
IG,
Координата
(плечо) Х„ м
Статический мо-
момент G,-Xj, даН-м
IGrX,
Для самолета с двигателями на крыле в первую группу войдут: кры-
крыло, топливо и двигательная установка.
4. Определение координаты ЦТ каждой из групп компонентов само-
самолета по формуле
EG/X,
IG;
(8.8)
5. Перемещением компонентов первой группы (двигательной уста-
установки) добиваются требуемой центровки. Расстояние между точками цен-
центров тяжести компонентов I и II групп (рис. 8.4) для получения заданной
центровки относительно Ьсах должно составлять
= qi +
(8.9)
117
116


Практика проектирования и эксплуатации самолетов рекомендует -
по данным работы [6]:
• чтобы в процессе расходования топлива ЦТ самолета был посто-
постоянным или перемещался незначительно (не более 3% САХ);
• в процессе сброса целевой нагрузки (парашютистов, грузов и т.п.)
ЦТ самолета не должен перемещаться более, чем на 15% САХ;
• после сброса целевой нагрузки ЦТ самолета не должен переме-
перемещаться более, чем на 3% САХ.
8.4.5. Методы исправления центровки
Если в процессе центровки или компоновки самолета возникает не-
необходимость приведения его ЦТ в проектное положение, то рекомендует-
рекомендуется:
• сдвинуть крыло по оси X;
• изменить координаты установки отдельных агрегатов;
• изменить стреловидность крыла (на 2 ... 3 градуса).
8.5. КОНСТРУКТИВНО - СИЛОВАЯ КОМПОНОВКА
Главная цель конструктивно-силовой компоновки самолета заключа-
заключается в разработке его конструктивно-силовой схемы, согласованной с аэ-
аэродинамической и объемно-весовой компоновками. Так как детальная
проработка конструкции самолета не является задачей предварительного
проектирования, то результатом конструктивно-силовой компоновки мож-
можно считать чертеж директивной силовой схемы самолета, на котором изо-
изображены концепции силовых схем агрегатов и их взаимная увязка. Под
концепцией силовой схемы агрегата здесь понимается принципиальная
схема расположения только основных силовых элементов его продольного
и поперечного набора (оси лонжеронов, стенок, балок и бимсов, а также
оси силовых нервюр и силовых шпангоутов). Эти концепции силовых схем
агрегатов в дальнейшем могут стать основой для оптимизационных и па-
параметрических исследований, направленных на поиск рациональной кон-
конструктивно-силовой схемы самолета в целом.
Далее приведены основные принципы и рекомендации для проекти-
проектирования силовых конструкций, которыми следует руководствоваться при
разработке силовой схемы самолета. Большинство этих рекомендаций но-
носит общий характер и в некоторых случаях противоречивый.
8.5.1. Общие принципы проектирования силовых конструкций
Принцип специализации - для восприятия нагрузок определен-
определенного вида в конструкции должны использоваться специальные, наиболее
целесообразные силовые элементы.
118
Принцип многофункциональности состоит в том, чтобы одни и
те же силовые элементы использовались для передачи разных нагрузок.
Этот принцип противоположен принципу специализации, но не отрицает
его, а дополняет.
Принцип прямоточности требует передачи сил по кратчайшим
путям. Разновидностями этого принципа можно считать:
• принцип разгрузки;
• принцип замыкания силового контура;
• принцип компактности, т.е. экономия поверхности, объема, длин,
а также числа конструктивных элементов.
Принцип равнонапряженности предусматривает равномерное
распределение силовых потоков и напряжений в конструкции. Следующие
приемы реализуют этот принцип:
• передача сосредоточенной силы в виде распределенной нагрузки;
• исключение концентраторов напряжений;
• обеспечение равнопрочное™ и равноустойчивости;
• использование максимального контура конструкции при кручении;
• использование возможно большей строительной высоты конст-
конструкции при ее изгибе;
• предпочтение в передаче нагрузок растяжением-сжатием перед из-
изгибом.
Принцип оптимальности заключается в обеспечении с позиции
заданного критерия (например, веса конструкции) оптимального соответ-
соответствия размеров и форм силовых элементов конструкции величине и харак-
характеру действующих на них нагрузок.
8.5.2. Рекомендации для конструктивно-силовой компоновки
При разработке концепции силовой схемы крыла, фюзеляжа и опе-
оперения ограничиваются определением расположения лонжеронов, стенок,
балок и бимсов, а также силовых нервюр и силовых шпангоутов. В про-
процессе компоновки указанных элементов необходимо выполнить увязку си-
силовых схем, заключающуюся в следующем:
• балочные элементы крыла (лонжероны, балки и стенки) должны
опираться на силовые шпангоуты фюзеляжа;
• балочные элементы оперения (лонжероны, балки и стенки) долж-
должны опираться на силовые шпангоуты фюзеляжа;
• узлы крепления стоек шасси должны опираться на усиленные эле-
элементы (силовые нервюры, силовые шпангоуты, стенки ниши шас-
шасси).
Для уменьшения нагрузок на конструкцию целесообразно:
• размещать сосредоточенные массы в фюзеляже возможно ближе к
центру тяжести для уменьшения инерционных нагрузок;
119


избегать установки сосредоточенных масс на крыло за осью жест-
жесткости, так как это может привести к флаттеру;
при установке шасси на крыле так выбирать его положение, чтобы
нагрузки, возникающие при посадке, не были для крыла критич-
критичнее, чем нагрузки в полете;
использовать стойки шасси минимальной длины;
уменьшать нагрузки на хвостовое оперение путем увеличения его
плеча;
не крепить сосредоточенные массы и узлы шасси консольно к
шпангоутам или нервюрам.
Глава 9
О ХУДОЖЕСТВЕННОМ КОНСТРУИРОВАНИИ
ЛЕГКИХ САМОЛЕТОВ
Генеральный авиаконструктор О.К. Антонов утверждал: «Мы пре-
прекрасно знаем, что красивый самолет летает хорошо, а некрасивый плохо, а
то и вообще не будет летать.... Здесь получается своего рода естественный
отбор внутри нашего сознания. В течение многих лет складывались какие-
то чисто технические, расчетные и экспериментальные, проверенные на
практике решения. Располагая этой частично даже подсознательной ин-
информацией, конструктор может идти часто от красоты к технике, от реше-
решений эстетических к решениям техническим». Подобные высказывания
можно обобщить в виде следующего «закона»: наиболее целесообразные и
функционально совершенные технические объекты являются наиболее
красивыми. Красота любого технического объекта состоит из внутренней
(функциональной) красоты и дополнительной (декоративной). Функцио-
Функциональная красота обусловлена в первую очередь законами техники, которые
знает инженер. Декоративная красота основана на законах психофизиоло-
психофизиологического воздействия на окружающих людей. Эти законы знает дизайнер.
Значительная часть легких гражданских самолетов находится в лич-
личном пользовании. По аналогии с личными автомобилями для повышения
конкурентоспособности легкого самолета необходима отработка его ди-
дизайна.
В данной работе не ставится цель изложить систему художественно-
художественного конструирования легких самолетов. Насколько известно, этой системы
пока нет. Цель работы простая - привести некоторые основные понятия и
обратить внимание проектировщиков иа необходимость приобретения со-
120
ответствующих знаний и применения их при проектировании легких само-
самолетов.
При проектировании легкого самолета результаты оптимизации его
параметров по экономическим критериям свидетельствуют о весьма малой
«глубине оптимума». Почти все параметры самолета, включая размах, су-
сужение и площадь крыла, плечо оперения и т.д., без существенного влияния
на летные данные можно менять в пределах +5% и более. В этой ситуации
целесообразным может быть принятие решения исходя из требований эс-
эстетического восприятия самолета его владельцем, пилотами и пассажира-
пассажирами. Кроме того, легкий самолет (как и личный автомобиль) должен быть
не только красивым, современным, но и отличаться индивидуальностью
своей формы от других, уже существующих моделей. Решить такую про-
проблему можно с помощью художественного конструирования - метода, по-
позволяющего определить форму самолета, которая, в свою очередь, должна
раскрыть структурные и функциональные связи его отдельных частей,
превратив их в единую систему.
9.1. ЭРГОНОМИКА
Процесс компоновки самолета, как уже упоминалось, надо начинать
с определения размеров кабины экипажа и пассажиров, используя требо-
требования эргономики. Эргономика позволяет так спроектировать рабочее ме-
место пилота и пространство для пассажиров, чтобы самолет обеспечивал
необходимый комфорт и безопасность полета. Эргономические требования
тесно увязаны с конструкцией, компоновочным рещением и с внешней
формой самолета, ее эстетическим выражением.
Эргономика устанавливает определенные требования и к воздушной
среде в кабине самолете: температуре, влажности, химическому составу
воздуха и его обмену.
Чтобы обеспечить удаление углекислоты, избытка влаги и тепла,
требуется обменивать от 67 до 133 м3/ч воздуха. Герметизация и теплоизо-
теплоизоляция кабины обеспечиваются применением уплотнителей на дверных
проемах и иллюминаторах, а также в местах ввода тяг и проводов.
Необходимо обеспечить в кабине и соответствующий акустический
комфорт. Ослабление шума от источников, находящихся в самом самолете,
достигается устранением источников шума и применением шумопогло-
Щающих и шумоизоляционных материалов.
9.2. ФОРМА - ОСНОВА ДИЗАЙНА
Начиная с первых шагов авиации в форме и конструкции самолета
стали появляться черты, отражающие определенный фирменный стиль.
121


Огромное влияние на форму самолета оказывает появление новых
технологий, новых конструкционных материалов. И наоборот, поиск но-
новых форм ведет к поиску новых технологий. Так, при изготовлении конст-
конструкции самолета из дерева форма его будет диктоваться формой брусьев и
их соединений. Самолеты, изготовленные из металла, имеют другие очер-
очертания. В них немаловажное значение будет иметь технология изготовления
отдельных деталей: штампованные, клепаные, сварные. Применение ком-
композиционных материалов и пластмасс дает почти неограниченные воз-
возможности формообразования.
Если на заре авиации самолет представлял собой сумму отдельных
элементов, собранных вместе, - то постепенно в его облике появляются
черты целостной законченной композиции.
Резким скачком был переход от открытой кабины к закрытой. И
можно сказать, что вместе с закрытой кабиной пришло в самолетостроение
художественное конструирование (дизайн). Теперь у самолетов форма как
будто упростилась, но она стала требовать более тщательной проработки.
Если прежние формы самолета мог создавать инженер, обладавший
художественным вкусом, то при резком возрастании композиционной це-
целостности формы для ее проработки требуется дизайнер. В настоящее вре-
время легкий самолет как будто исчерпал возможности развития. Форма са-
самолета стала максимально соответствовать его функции - с возможно
большей скоростью и комфортом перемещать человека, обеспечив необхо-
необходимую безопасность. Авиационные фирмы, а также небольшие конструк-
конструкторские бюро ищут и находят свое решение формы, как правило, только
благодаря тщательной ее проработки.
Чтобы решать вопросы формообразования на современном уровне,
необходима серьезная теоретическая и практическая подготовка. В про-
процессе обучения будущие конструкторы такой подготовки не получают. По-
Поэтому в большинстве случаев при проектировании легких самолетов поиск
формы происходит интуитивно путем сравнения своих разработок с суще-
существующими современными моделями.
9.3. О ТЕОРИИ КОМПОЗИЦИИ
В теории композиции дизайна существуют свои закономерности.
Это, в первую очередь, общие закономерности формообразования, катего-
категории композиции, свойства и качество, а также средства гармонизации
формы. Чтобы технический объект было эстетически совершенным, его
форма должна наиболее полно отвечать функциональному назначению.
Однако сама функция не остается постоянной и претерпевает изменения
вместе с развитием формы.
Категории раскрывают основные закономерности в композиции.
Другие связи в ней раскрывают такие понятия, как свойства и качество. К
122
свойствам и качеству относятся: целостность формы, соподчиненность ее
частей и элементов, композиционное равновесие, симметрия и асиммет-
асимметрия, статичность и динамичность, единство характера формы. Уже в самом
названии этих закономерностей заложено их понятие. Целостность и со-
соподчиненность теснейшим образом связаны друг с другом, так как любая
композиция основана на соподчинении главных (доминирующих) и менее
значимых элементов. Чем гармоничнее форма, тем она целостнее и легче
воспринимается глазом человека. Расчлененная, раздробленная форма тре-
требует много времени на ее осмысление и воспринимается как некрасивая.
Понятие композиционного равновесия для легких самолетов теснейшим
образом связано с их статическим и динамическим равновесием, положе-
положением центра тяжести и распределением массы по осям
В форме самолета присутствуют симметричные начала, если рас-
рассматривать его сверху, спереди или сзади. Доминирующим же здесь все
же является динамичность, связанная с асимметрией. Асимметрия формы
делает ее более выразительной. Асимметрия будет тогда гармоничной и
выразительной, когда она, как говорят, уравновешена (сбалансирована).
Гармония развитой асимметричной формы строится на сложнейших от-
отношениях других закономерностей композиции. Асимметрия позволяет в
форме выразить ее динамичность, что важно для самолета - объекта, пере-
перемещающегося в пространстве.
Технические объекты высокого эстетического уровня обязательно
обладают единством характера формы. Это понятие, близкое к такому, как
фирменный стиль, и является совокупностью чисто индивидуальных черт,
отличающих формы технических объектов, созданных в одно и то же вре-
время. Единство характера формы имеет большое значение для легких само-
самолетов.
В теории композиции существуют категории: тектоника и объёмно-
пространственная структура. Форма любого технического объекта так или
иначе выражает особенности его строения. Если по форме можно судить,
какие нагрузки несет конструкция, какие она испытывает напряжения, как
работает материал формы, значит она правильно отражает тектоническую
основу технического объекта.
Тектоникой называют зримое отражение в форме работы конструк-
конструкции и организации материала. Она связывает две важнейшие характери-
характеристики объекта: его конструктивную основу и форму. Все элементы конст-
конструкции должны работать, воспринимать нагрузки; только тогда правильно
раскрывается ее тектоника. В форме технического объекта не должно быть
элементов, не несущих нагрузки, не выполняющих какую-либо функцию.
Соотношение объема и пространства без учета материала говорит об
объемно-пространственной структуре объекта - структуре организован-
организованной, а не хаотичной.
123


При работе над формой любого технического объекта, чтобы решить
композиционные задачи и раскрыть его свойства, необходимо умело ис-
использовать средства композиции (средства, с помощью которых добивают-
добиваются эстетической выразительности). К таким средствам гармонизации фор-
формы относятся: композиционный прием, пропорции и пропорционирование,
масштаб и масштабность, контраст, нюанс, метрический и ритмический
повторы, цвет, тени и пластика. Все это как бы своеобразный инструмент
дизайнера, помогающий ему достичь эстетического совершенства.
При поиске своей формы любой проектировщик перебирает множе-
множество вариантов. Чтобы сократить время на поиск формы, надо с самого на-
начала выявить идею композиции, т.е. тот прием, который затем будет развит
дальнейшими средствами композиции.
Пропорции и пропорционирование - одно из важнейших средств ор-
организации формы. Инженерная проработка конструкции идет одновремен-
одновременно с художественной отработкой формы, а поэтому пропорциональный
строй, соразмерность частей и целого служат важной проверкой совершен-
совершенства технического объекта. Соотношения элементов формы надо подби-
подбирать, используя гармоничные геометрические пропорциональные отноше-
отношения.
Самолет создается для человека, а поэтому размеры его должны со-
соответствовать размерам тела человека. Эта соразмерность технического
объекта с человеком носит в теории композиции название - масштаб. Что-
Чтобы показать масштаб, художник-конструктор обычно рядом с рисунком
изделия изображает фигурку человека. Масштаб самым непосредственным
образом связан с пропорционированием.
Два других понятия: контраст и нюанс - позволяют художнику-
конструктору более успешно решать свои композиционные задачи. Кон-
Контраст - это противопоставление двух начал. Он делает форму заметной,
выделяя ее среди других, активизирует форму. Но в композиции необхо-
необходимо соблюдать определенную меру и умело пользоваться контрастом,
дополняя его нюансной проработкой. Без этого форма может оказаться же-
жестко примитивной. Если форма, лишенная контраста, маловыразительна,
то форма, не дополненная тонкими нюансными отношениями, неизбежно
окажется грубой.
Членение элементов формы (объемов, поверхностей, линий) с опре-
определенной закономерностью создает либо метрический повтор, либо ритм.
Метрический повтор - это неоднократное, с одинаковым интервалом по-
повторение какого-либо элемента. Однако применение метрического повтора
большей частью позволяет подчеркнуть статичность технического объекта,
а поэтому в форме самолета применятся редко.
Чаще используется при формообразовании такое средство, как ритм.
Ритм - это постепенное количественное изменение чередующихся элемен-
элементов. Ритм задает форме активное композиционное движение и помогает
124
художнику-конструктору подчеркнуть динамичность формы и ее компози-
композиционное равновесие.
Следующим средством гармонизации формы является цвет, хотя его
значение как средства гармонизации еще мало изучено. Но цвет играет
большую роль в области техники. Цвет используется не только как средст-
средство композиции, но и как средство психофизиологического комфорта, а
также как средство информации. Он позволяет активизировать другие
средства композиции. Им можно подчеркнуть контраст и, наоборот, вы-
выполнить нюансную проработку, выделить метрический повтор и подчерк-
подчеркнуть ритм. Цвет - это средство в развитие и дополнение идей композиции.
В то же время цвет - одно из самых субъективных средств композиции.
Применяя цвет, следует подумать, какое воздействие на форму он будет
оказывать. Неумелое использование цвета может привести к разрушению
целостности композиции.
Следующее понятие - пластика формы. Она характеризует особенно-
особенности объемно-пространственной структуры, определяя ее рельефность, глу-
глубинность, насыщенность светом и тенями, ее пластичность и скульптур-
скульптурность. Очень важно, чтобы на форме хорошо выражалась светотеневая
структура. При проектировании и изготовлении необходимо уточнить ее
действие на форму. Не нарушит ли она объемно-пространственную струк-
структуру всего технического объекта, как пройдут блики по его внешней по-
поверхности. Это очень сложная и важная задача при создании формы само-
самолета. Поверхность самолета не может состоять из простых геометрических
форм - плоских поверхностей, прямых линий, пирамид. Но при разработке
сложных поверхностей нельзя не учитывать влияния световых бликов,
световых линий. Блики сразу выявят дефекты поверхности, а световая ли-
линия - правильный выбор сложной поверхности. При разработке сложной
поверхности световой блик и световая линия являются самым лучшим
контролером. Поэтому, построив макет (модель) самолета, тщательно от-
отработав его поверхность, его освещают с разных сторон и проверяют по
световым бликам и линиям правильность построения сложных поверхно-
поверхностей.
Если в форме самолета используется линия значительной длины, то
со стороны она будет казаться искривленной. Точно так же значительные
поверхности, образованные плоскостью, будут казаться вогнутыми. Все
это требует при выполнении формы самолета пользоваться лекальными
кривыми.
Художественно-конструкторская проработка самолета не должна ог-
ограничиваться его внешней формой. Эстетической проработке следует под-
подвергнуть элементы рабочего места пилота и внутреннее пространство ка-
кабины. Весь интерьер и все элементы рабочего места пилота должны быть
взаимосвязаны принципом целостной организации объемно - пространст-
пространственной структуры и выполнены с учетом закономерностей композиции.
125


S Приложение 1. ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ И ХАРАКТЕРИСТИКИ ЛЕГКИХ ПАССАЖИРСКИХ
<* САМОЛЕТОВ С ПОРШНЕВЫМИ ДВИГАТЕЛЯМИ
Таблица составлена по многочисленным литературным источникам, рекламным проспектам и информации в
глобальной компьютерной сети INTERNET.
Название S» ~ i s Щ » в :3 5«?1S. J!S«
самолета § 1 * Х 4 1 1 А а | |^ § * * ? * -Й -Й §
? & ° CD S С? ч ^ s* * ^ ^ ^
МВВ-Во207 з 10,8 15,4 7,57 8,3 1200 700 1 176 77,9 0,147 1250 235 225 83 300 280 Н
BeechcraftC23 3 9,98 13,57 7,34 7,58 1110 680 1 180 81,8 0,162 1190 230 Н
Beechcraft77 2 9,14 12,06 6,93 7,35 760 500 1 115 63,0 0,151 760 195 Н
BeechcraftV35 4 10,21 16,8 6,21 8,05 1540 955 1 285 91,7 0,185 1325 320 Н
ValmctL-70 3 9,9 14,0 7,0 7,5 1200 740 1 200 85,7 0,167 1015 360 240 85 260 300 Н
Robin 3 87 13,6 5,56 6,4 780 420 1 75 57,3 0,096 1000 250 230 250 180 Н
DR-1051
Robin 3 9 0 14 4 5,62 7,3 1200 700 1 200 83,3 0,167 2400 285 250 110 420 400 Н
HR-100
SOCATA 2 96 123 7 49 6,9 800 465 1 102 65,0 0,128 1100 195 180 70 140 90 Н
MS-880B ' '
FujiFA-200 3 9,4 14,0 6,31 8,0 1060 620 1 176 75,7 0,166 1295 225 211 84 160 110 Н
Cessna 152 2 9,97 14,59 6,81 7,34 760 505 1 110 52,1 0,145 770 200 Вп
Название о^„ л s ж ^ Ч ^ x Is i а ¦? I ч 1 „ 1
самолета g я а л Я § чл « * й о" 1 g 2 « об . . S
* ^ CD W О! ч ^Е ь& I? ;f -Г J °
ЯК-18Т 3 11^^^^^^^^^а240"в00""яПп""^" ^liAol^'V
'^aveler" 3 9J 13'° 7'2 6'8 9" 545 1 150 76,8 0150 Ш44 140~ "гй 93~^86~^б" V
G33a"Za ^^^^^^"ero"~riiri^"^~^ri^"l^" ^371o7V
^!^! 3--^^?--5ii-Jl!-_9Z5_^35__J 1i0__6^D^4^100l29"^7^0 !40~^63~"ТГ
S 3 _!^,^1_^__^6 1157 641 1 20° 82'1 0,173 1900 274~ 260 ^0~"^o7V
^!i!i__6_l^^I^_Z^li?^_7^l_L.230 78'6 ai811455 "^65 "i7
Cessna 185 6 10 J2 1^16 J_^B_7SS_ 2SgO_77O_ J^ 1ЙГ "^T ^W ^^ "^ ~
^ii^Ai^i^^^^^J_^]^o^"^^"l^^o77oT^"^^
^!^i^Ai!^i^^A?_^^_A.^J^^Zll^^^^^"^"^l37^
ИГ""'" 1_^_^^_ 6'6 105° 620 1 176 ™* 0.168 800 240" 218 "Йо~~^Г^Г
G "TeSerr 2 11'° 17'1 7'1 7,1 1088 726 ~ 143~"бз7О^зТТИТ7э7"^7 1з7Тз7"в7
-о ' ' -I 1 1 I I I ]_


to
00
Название
самолета
UTVA 60
Aero Boero
115
Aero Boero
180
PZL-104
"Wilga 32"
P7X-104
"Wilga 35"
Aero 145
Beagle
В-206
Beagle
B-246
P68 Victor
SIAI-S210
В58 Baron
860 Duke
3
2
3
3
3
3
6
4
5
5
6
6
Размах, м
11,4
10,4
10,7
11,1
11,1
12,3
13,9
11,2
12,0
11,6
11,53
11,96
18,1
16,4
16,4
15,5
15,5
17,1
19,9
15,8
18,6
17,2
18,5
19,8
X
7,2
6,6
7,0
8,0
8,0
8,8
9,7
7,9
7,7
7,8
7,2
7,2
Длина, м
8,2
6,9
7,4
8,2
8,1
7,5
10,3
7,6
9,2
8,6
9,1
10,3
\
О
CD
1730
770
1100
1230
1230
1600
3223
1630
1860
1850
2450
3075
tf
1002
490
570
740
825
1000
1978
1140
1100
1030
1480
1935
GQ
г4
1
1
1
1
1
2
2
2
2
2
2
2
и
с;
d
&
270
115
176
230
260
290
624
400
400
400
570
760
Is
d?
95,5
45,6
67,0
79,4
79,4
93,6
162
103
100
107
132
155
No,
л с /паН
0,156
0,149
0,160
0,187
0,211
0,181
0,194
0,245
0,215
0,216
0,233
0,248
—Г
750
800
800
700
680
1700
3000
1500
1670
1800
1950
1910
-s:
i
238
210
235
205
210
280
352
348
325
355
390
400
-С
tS
1
219
190
225
180
190
265
348
320
312
340
335
340
S
i
i
5900
2400
3650
7600
1
о
-?
100
90
140
140
s
•Й
&
—i
95
115
120
120
125
250
268
250
262
280
430
610
5
VO
о
Q.
С
130
50
80
100
210
225
238
213
240
320
400
Схема
Bn
Вп
Вп
В
В
Н
Н
Н
В
н
н
Название
самолета
Cessna 310
Cessna 402c
Cessna 421
Р-3 00 Equator
1AR-824
IAR-823
F-20
P-166
Super Star700
Lockheed 60
L-40
Beagle B.242
§
5
6
6
6
5
3
5
8
6
5
5
3
3
2
Размах, м
11,3
13,45
12,76
12,4
12,4
10,0
9,52
13,5
11,9
11,2
11,9
10,8
10,0
11,6
CN
s
V)
16,6
20,98
19,7
19,0
23,6
15,0
14,4
26,6
17,6
18,0
19,5
15,4
14,5
15,8
X
6,8
8,6
8,3
8,1
6,5
6,7
6,3
6,9
8,06
6,95
7.2
7,6
6,9
8,5
I Длина, м
9,0
11,09
11,0
8,53
9,2
8,24
8,3
11,9
2399
3110
3380
180C
1900
1500
2200
3950
2336
2860
746
200
934
630
S
1478
1850
2008
900
1240
910
1200
2520
510
800
998
700
534
140
г*
2
2
2
1
1
1
2
2
2
2
1
1
1
2
и
ej
о
И
520
650
750
310
290
290
600
760
500
600
260
180
140
400
се
144
148
172
94,7
80,5
100
154
149
32,7
159
90
78
64
103
3*
0,21
0,209
0,222
0,172
0,153
0,193
0,273
0,193
,214
,210
,149
15П
,150
,240
-j"
1250
2285
2200
1800
700
700
1800
200
546
770
890
250
400
В"
if
380
454
390
205
300
410
400
442
357
395
352
345
180
245
340
285
333
350
225
235
204
320
S
3?
7600
6000
3000
3000
4000
4500
3050
3000
300
400
400
6
137
95
75
100
125
106
125
85
83
95
00
S
\о
т
J
440
565
120
190
230
250
400
389
fifin
190
300
250
S
$
О.
С
—1
170
220
140
110
200
220
280
250
220
180
280
Схема
Н
Н
н
в
в
в
н
н
с
н
н
н


L-200DMorava 4 12,0 17,0 8,5 8,6 1950 1275 2 420 113 0,215 1700 310 280 4950 112 120 300 H
B6lkow 208C j^ 8,02 9,38 6,9 _5J9_ 630 380 1 100 67,2 0,159 1000 230 209 4300 87 200 200 Bn
EA7 Оптика 2 12,0 15,8 9,1 8,16_ 1235 850 1 260 77,97 0,211 1050 205 200* 250" С
Partenavia 2 10,2 15,2 6,9 6,56 750 520 1 100 49,4 0,133 810 189 172 210 110 Bn
PS9
Ah-14A 7 22,0 39,7 12,2 11,36 3270 2330 2 600 94,5 0,160 580 170 2000 80 90 100 Bn
CM-92 5 14,6 9,2 2350 1500 1 360 0,153 615 260 230 3000 122 250 250 Bn
Як-112 3 11,05 17,0 7,2 6,96 1260 865 1 200 74,1 0,159 850 250 190 120 230 320 Bn
Як-58 5 12,7 20,0 8,06 8,55 2080 1270 1 360 104 0,173 1000 300 285 4000 125 610* 600** H
Ил-103 4 10,56 14,7 7,58 8,0 1460 765 1 210 99,3 0,144 1050 250 225 3000 340 250 H
И-1Л 1 10,0 12,5 9 6,4 880 550 1 140 70 0,159 450 250 140 500 100 330 180 Bn
АККОРД-201 6 13,75 17,04 11,1 8,08 2200 1272 2 210 129 0,1911100 297 275 1000 115 220 220 Bn
Название o * а щ | о К I J I | I -S U U I I I
самолета g я я Я § „ 5 • is , d s Я 2 2 6 3 . „ S
J^l 1_ J?_ JJ_ ^35_ _5,4_ _515 1_ J00_ ^6^ 0/195 _675_ _243 205 ТгГ^ЗО
— LJM.1L1_?AJO^. ^960 li60_^_^00__1^ 0204 И00^40 260 1^0~V
SOLATA 4 976^11,9 8 7,63 1150 670 1 180 96,6 0,157 1210 35 ^ ^
^!!1_ !^ 1^J9_^^^ 2345 Т[7б^ 132^0^8""^ ^5~ 1^ в~
Moony 201 3 11,0 16,24 7,45 -1240 760 1 ~2w"^ 0~1бТ 1805 ~^5 ^~
ROBIN 3140 3 9.81145 6.65 7.51 1000 1т7 ~T "^0~ 69 0.140 ~B90~ W ^
Piper Toma- 1 10,36 11,6 9,25 7,06 758l8T~T~"HF^Jb^li6~^52" ^sTlio^lT
Примечания: H - свободнонесущий „изкоплан; В - свободнонесущий высокоплан; Во - подкосный высокоштан-
С - свободаонесущии среднеплан; Б - биплан; * - взлетная дистанция; ** - посадочная дистанция.'


Приложение 2. СОПРОТИВЛЕНИЕ ПЛАНЕРА
САМОЛЕТА
где: (дСх о)мех - приращение лобового сопротивления самолета при выпус-
выпуске механизации во взлетное положение;
(ДСХ о)ш - приращение лобового сопротивления самолета от шасси;
(Сх о)планер - условный коэффициент лобового сопротивления плане-
планера самолета (без шасси и с убранной механизацией) при
Су = 0; вычисляется по известной формуле
ланер
= Cf<
f
(П2 2)
здесь Cfe - коэффициент эквивалентного сопротивления трения, вклю-
включающий трение, сопротивление формы и интерференцию; сле-
следовательно Cfe - это коэффициент лобового сопротивления
1 м2 омываемой поверхности самолета и поэтому для одно-
однотипных самолетов его величина весьма консервативна (вели-
(величины Cfe, полученные расчетным путем, для некоторых лег-
легких самолетов и рекомендуемые средние значения приведены
в табл. П2.1);
Таблица П2.1
1 двигатель
Самолет
Cessna 180
Cessna 210
Beech 35
Beech 45
Як-18Т
Среднее
Cfe
0,0065
0,0050
0,0054
0,0060
0,0065
0,0060
2 двигателя
Самолет
Cessna 303
Cessna 402
Cessna 421
ISLANDER
Beech D18S
Среднее
Cfe
0,0090
0,0055
0,0060
0,0085
0,0080
0,0070
- площадь омываемой поверхности - зависит от размеров само-
самолета, и следовательно, от его взлетного веса
Som = KiG0p; (Ш.З)
i и Р - статистические коэффициенты (см. табл. П2.2).
132
Таблица 112.2
Число двигателей
1 двигатель
2 двигателя
*1
1,71
1,06
Р
0,5147
0,5632
Учитывая, что площадь крыла S = —-, формула (П2.2) станет
Таким образом, формула для расчета коэффициент лобового сопро-
сопротивления планера самолета при Су = 0 будет
(CL$y (П2.4)
Приложение 3. НАГРУЗКА НА РАЗМАХ КРЫЛА
Рассмотрим горизонтальный полет самолета с постоянной скоростью
на режиме, при котором аэродинамическое качество имеет максимальное
значение, т.е. К = Kmax- При этом с учетом того, что подъемная сила равна
силе веса самолета, потребная мощность определяется известным выраже-
выражением
Kmax Kmax
(ГОЛ)
При аппроксимации поляры самолета квадратичной параболой
(П3.2)
максимальное аэродинамическое качество определяется выражением
(ШЗ)
Поскольку при К - Kmax имеет место равенство Сх, = С* о, то выражение
(ПЗ.З) будет
Kmax = -J- ¦ (П3.4)
133


Учитывая известное выражение для Сх/ и то, что X = /2 S, после элемен-
элементарных преобразований формула (П3.4) станет
Kmax ~
пег
2SCy
Если произведение SCy определить из условия
в 'Cy^S ,
то формула (ГО.5) будет
Kmax ='
(П3.5)
4G
С учетом выражения (П3.6) формула (ГОЛ) для потребной мощности
примет вид
GA-GV t|«i ¦ тг5.7)
Располагаемая мощность определяется по известной формуле
(П3.8)
Приравнивая выражения (ГО.7) и (ГО.8), получим
4
Откуда следует
(П3.9)
Поскольку для легких самолетов полет на режиме К = Ктах близок к
режиму полета на максимальную дальность с крейсерской скорость Укрейс
при степени дросселирования 0,65, то выражение (П3.9) можно предста-
представить в виде
| ^ (ПЗ-10)
Таким образом, нагрузка на размах есть некоторая функция
где д/л/оУкрейс - параметр U6-
134
Литературные источники
1. Авиационные правила. Часть 21. Процедуры сертификации авиацион-
авиационной техники. - Межгосударственный авиационный комитет, 1999.
2. Авиационные правила. Часть 23. Нормы летной годности гражданских
легких самолетов. - Межгосударственный авиационный комитет, 1997.
3. Антонов O.K. К вопросу об эргономическом проектировании кабины
экипажа. Сб. Авиационная эргономика и безопасность полетов - Киев
1974.
4. Арепьев А.Н. Вопросы проектирования легких самолетов: Учебное по-
пособие. - М.: Изд-во МАИ, 1998.
5. Арепьев А.Н. Концептуальное проектирование магистральных пасса-
пассажирских самолетов. Компоновка и летные характеристики. Учебное по-
пособие. -М: 1999.
6. Бадягин А.А., Мухамедов Ф.А. Проектирование легких самолетов. - М.:
Машиностроение, 1978.
7. Борисов А.И. Метод оценки взлетных характеристик самолета с ТРД с
помощью статистических зависимостей. Техника Воздушного флота,
№2-3, 1993.
8. Егер B.C. Новые МВЛ - альтернатива российскому бездорожью!, Авиа-
Авиация общего назначения № 10,1997
9. История конструкций самолетов в СССР 1951 - 1965 гг./ Е.В. Арсеньев,
Л.П. Берне, Д.А. Боев и др.; Редакторы-составители Ю.В. Засыпкин,
К.Ю. Косминков. - М.: Машиностроение, 2000.
Ю.Кондратьев В.П., Яснопольский Л.Ф. Самолет - своими руками. - М.:
Патриот, 1993.
П.Коровин А.Е., Новиков Ю.Ф. Практическая аэродинамика самолетов
Як-52 и Як-55. -М.: ДОСААФ, 1989 г.
12.Красилыциков П.П. Практическая аэродинамика крыла. - М.: ЦАГИ,
Труды вып. 1459,1973.
13.Краткое техническое описание самолета «АККОРД-201». -М.: Авиа
ЛТД, 1999.
14.Куценко Л.Н., Маркин Л.В. Формы и формулы. - М.: Изд-во МАИ,
1994.
15.Остославский И.В., Титов В.М. Аэродинамический расчет самолета. -
М.: Оборонгиз, 1947.
16.Практическая аэродинамика самолета Як-18Т. Лалетин К.Н., Га-
нус Г.Т.,Иванов Ю.П. и др. Учебное пособие для средних учебных заве-
заведений гражданской авиации. М.: Транспорт, 1976 г.
17.Пышнов B.C. Основные этапы развития самолета. М.: Машинострое-
Машиностроение, 1984.
18.Руководство для конструкторов летательных аппаратов самодеятельной
постройки (РДК СЛА). В 2-х томах. Том 1. Общие технические требо-
требования. Аэродинамика Изд.2, исп. -Новосибирск: СибНИА, 1994.
135


19.Самойлович О.С. Формирование области существования самолета в
пространстве обобщенных проектных параметров. - М.: МАИ, 1994.
20.Справочник авиаконструктора. Том 1. Аэродинамика самолета. — М.:
Изд. ЦАГИ, 1937.
21 .Торенбик Э. Проектирование дозвуковых самолетов. /Пер. с англ. Под
ред. Голубкова Е.П. - М.: Машиностроение, 1983.
22.Чумак П.И., Кривокрысенко В.Ф. Расчет, проектирование и постройка
сверхлегких самолетов. - М.: Патриот, 1991.
23.Шейнин В.М., Козловский В.И. Весовое проектирование и эффектив-
эффективность пассажирских самолетов. Т.2.Расчет центровки и моментов инер-
инерции самолета. Весовой анализ. - М.: Машиностроение, 1977.
24.Roskam J. Airplane Design. Part I: Preliminary Sizing of Airplanes. -Kan-
sas:DARcorporation, 1997.
25.Roskam J. Airplane Design. Part II: Preliminary Configuration design and
Integration of the Propulsion Systen. - Kansas: DARcorporation, 1994.
26.Roskam J. Airplane Design. Part П1: Layout Design of the Cockpit, Fuselage,
Wing and Empennage: Cutaways and Inboard Profiles. - Kansas: DARcor-
DARcorporation, 1989.
Оглавление
Предисловие 3
Основные обозначения, сокращения, индексы 3
Глава 1. О классификации легких самолетов 6
Глава 2. Схема легкого самолета 8
Глава 3. Выбор основных параметров самолета 34
Глава 4. Основные параметры крыла самолета 66
Глава 5. Основные параметры оперения самолета 84
Глава 6. К определению размеров фюзеляжа 94
Глава 7. Влияние различных факторов на летные
характеристики самолета 106
Глава 8. Компоновка самолета 107
Глава 9. О художественном конструировании легких самолетов 120
Приложения 126
Литературные источники 135
136