Проектирование легких самолетов - Бадягин А.А., Мухамедов Ф.А.

Автор: Бадягин А.А. Мухамедов Ф.А.

Теги: авиация и космонавтика летательные аппараты ракетная техника космическая техника воздушный транспорт авиация и воздушные соединения воздушные линии и аэропорты авиация авиационное оборудование военная авиация издательство машиностроение

Год: 1978

Похожие

Проектирование легких самолетов

Самолеты строим сами. Часть 2

Самолеты строим сами. Часть 1

Самолет своими руками

Текст

Бадягин А.А., Мухамедов Ф.А.
Проектирование легких самолетов
ББК 39.53
Б15
УДК 629.73.001.2
Рецензент акад. АН УССР О. К. Антонов
Бадягин А. А., Мухамедов Ф. А.
Б15 Проектирование легких самолетов. — М.: Машино-
строение, 1978.—208 с., ил.
В пер.: 80 коп.
В книге дана классификация легких самолетов по назначению, приведены
требования к ним, рассмотрены особенности проектирования легких самоле-
тов различного назначения. Особое внимание уделено созданию концепции,
расчету массы, аэродинамических и летных характеристик на стадии эскиз-
ного проектирования.
Книга рассчитана на инженеров авиационной промышленности и граж-
данской авиации. Она может быть полезна студентам авиационных вузов.
„ 31808-177 ББК 39.53
Б ------------177-78
038(01)-78 6Т5.1
[С) Издательство «Машиностроение», 197b
ПРЕДИСЛОВИЕ
Легкие самолеты находят все более широкое применение в на-
родном хозяйстве нашей страны. Самолеты Ан-2 на местных воз-
душных линиях перевозят значительную часть всех пассажиров
Аэрофлота, а сельскохозяйственные самолеты Ан-2с обрабатывают
огромные массивы полей и лесов. Непрерывно развивается сани-
тарная авиация, использующая легкие самолеты и вертолеты. Для
этой цели в СССР создано почти сто санитарных авпастанцпй и
около сорока их филиалов в труднодоступных районах страны.
Охрана лесов от пожаров — одна из важных задач, которая так-
же решается с помощью легкомоторной авиации. До 600 легких
самолетов и вертолетов ежегодно патрулируют лес, спасая его от
огня.
В промышленном освоении Севера и Востока страны легкие са-
молеты играют не последнюю роль. Они используются на изыска-
тельских работах, для связи, патрулирования газо- и нефтепрово-
дов и т. п. И все это лишь часть функций легкомоторной авиации
в народном хозяйстве страны.
Передовые позиции на мировой спортивной арене занимают и
наши летчики, выступающие на отечественных самолетах Як-18ПМ
и Як-50.
Возрастающие масштабы применения легких самолетов в народ-
ном хозяйстве страны заставляют все более внимательно относить-
ся к их проектированию. Сейчас недостаточно, как раньше, проек-
тировать легкие самолеты, используя в основном статистику, опыт
и интуицию конструктора. Требуется серьезная научно-исследова-
тельская работа с учетом новых технических идей, применением
вычислительной мощи ЭВМ при выборе параметров и конструкции
агрегатов. Без преувеличения можно сказать, что создать хороший
легкий самолет сейчас не проще, чем тяжелый, если конструктор
'тремится быть на уровне передовых научно-технических достиже-
ний.
Актуальными задачами при проектировании легких самолетов
являются следующие:
— создание легких, надежных и экономичных двигателей;
— оптимизация всех проектных решений на основе наибольшей
эффективности и надежности;
879 3
' — применение новых профилей крыла, в частности, суперкри-
тических, сочетающих большую подъемную силу с высоким аэро-
динамическим качеством;
— снижение аэродинамического сопротивления фюзеляжа;
— применение композиционных материалов и стеклопластиков
с целью уменьшения массы конструкции и числа деталей;
— снижение шума на местности и в кабине самолета;
— создание компактного радиоэлектронного оборудования для
легких самолетов на основе полупроводников и микроминиатюри-
зации.
Решением этих задач необходимо заниматься непрерывно и все-
рьез, используя научно-технический потенциал промышленности и
авиационных вузов.
Авторы надеются, что предлагаемая книга в какой-то мере по-
может созданию новых легких самолетов.
Предисловие, гл. 2, 3, 4, 7, 8 и приложение написаны А. А. Ба-
дягиным, гл. 1, 5, 6 — Ф. А. Мухамедовым, гл. 9 написана
Д. П. Осокиным и Ф. А. Мухамедовым, гл. 10 — К. М. Жидовец-
ким и А. А. Бадягиным.
Авторы книги выражают искреннюю благодарность Генераль-
ному конструктору О. К- Антонову, который взял на себя труд ре-
цензирования рукописи и дал много полезных советов.
ОСНОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ И СОКРАЩЕНИЯ
а— скорость звука, м/с; расходы на 1 тонна-километр, коп/(т -км);
а — угол атаки крыла;
В — колея шасси;
b — хорда крыла;
Ьо — корневая хорда крыла;
Ьк — концевая хорда крыла;
Ьл — средняя аэродинамическая хорда крыла (САХ);
С — стоимость;
Со— относительная толщина крыла у корня;
ск - - относительная толщина крыла на конце крыла;
Cf — аэродинамический коэффициент трения;
Ст — коэффициент аэродинамического продольного момента профи-
ля крыла;
Ст0 — коэффициент Ст при Cya = Q;
Суа — коэффициент аэродинамической подъемной силы;
Ср — удельный часовой расход топлива ТРД, кг/даН • ч;
се — удельный часовой расход топлива ТВД или ПД, кг/(л. с, • ч);
Сха — коэффициент лобового сопротивления;
Сха 0 - коэффициент Сха при Суа = 0;
Cxi — коэффициент индуктивного сопротивления;
СхР — коэффициент профильного сопротивления;
С“д — производная Суа по углу атаки а;
йф — диаметр фюзеляжа;
6 — угол отклонения органа управления;
F — площадь омываемой потоком поверхности;
коэффициент трения, коэффициент безопасности;
g— ускорение свободного падения, м/с2;
gi = mjSi — поверхностная плотность конструкции какой-либо части само-
лета, кг/м2;
Н — высота полета;
%— угол стреловидности крыла по 1/4 хорд;
К — аэродинамическое качество;
k — коэффициент;
I — размах крыла;
/ф — длина фюзеляжа;
L — дальность полета; длина разбега;
X— удлинение крыла;
X; — удлинение какой-либо части самолета;
ц — сужение крыла в плане;
Л в — КПД винта;
ф — угол поперечного V крыла;
<Ро—угол установки крыла;
М — число М полета;
V — скорость полета;
Vy — вертикальная скорость;
т — масса самолета, кг; степень двухконтурности ДТРД;
5
tn0 — масса самолета при взлете, кг;
тг — масса какой-либо части (агрегата) самолета, кг;
и, — отношение массы какой-либо части самолета к то',
Р — суммарная тяга двигателей, даН;
Ра — стартовая тяга двигателей, даН;
Poi — стартовая тяга одного двигателя, даН;
Po—Po/tno— стартовая тяговооружениость, даН/кг;
Удв = и1дв//,о! — удельная масса двигателя, кг/даН;
V — суммарная мощность двигателей, л. с.;
No — стартовая мощность двигателей, л. с.;
Not —стартовая мощность одного двигателя, л. с.;
No = No/ma — стартовая энерговооруженность, л. с./кг;
S — площадь крыла (с подфюзеляжной частью);
S4 — площадь миделя;
.S, — относительная площадь какой-либо части самолета (отнесен-
ная к площади крыла);
pa = m0/S0— удельная нагрузка на крыло при взлете, кг/м2;
р— текущее значение удельной нагрузки иа крыло, давление,
даН/см2;
q -- скоростной напор, даН/м2;
q — плотность воздуха (q0 — у земли);
A = Q/Qo— относительная плотность воздуха;
пр\ пэ — расчетный и эксплуатационный коэффициенты перегрузки;
пдв —число двигателей;
пл11. — число пассажиров;
Т — температура, ресурс;
т, t — время;
6 — угол наклона траектории полета к горизонту;
Ха— сила лобового сопротивления, даН;
хт — расстояние центра масс самолета от носка САХ;
xF— расстояние фокуса самолета от носка САХ;
Уа — аэродинамическая подъемная сила, даН.
Сокращения
ВО— вертикальное оперение;
ВПП — взлетно-посадочная полоса,
ГО— горизонтальное оперение; ГТД— газотурбинный двигатель;
ДТРД — двухконтурный турбореактивный двигатель;
ТРД— турбореактивный двигатель;
ТВД — турбовинтовой двигатель;
ПД — поршневой двигатель;
СА— стандартная атмосфера,
УПС — управление пограничным слоем.
Индексы
в. о. — вертикальное опереппе,
г. д.— гондола двигателя;
г. о —горизонтальное оперение;
г — груз, гондола;
дв — двигатель;
з — закрылки;
кон — конструкция;
кач — качение,
ком — коммерческий;
ьр — крыло;
крейс — крейсерская;
крит— критическое (значение);
м — мидель;
мт — материал;
6
м. ф — мидель фюзеляжа;
о — начальное или стартовое значение величины;
н —> нагрузка; -
ц н — целевая нагрузка;
н. в—набор высоты;
н. з — навигационный запас;
об. упр — оборудование и управление;
омыв — омываемая поверхность;
оп — оперение,
отр — отрыв;
пас — пассажир;
пос — посадочный;
прерв — прерванный;
проб — пробег;
пуст — пустой;
р — расчетный;
разб— разбег;
р. в —руль высоты;
рейс— рейсовая скорость;
р. н—руль направления;
сл — служебный;
с. у — силовая установка;
т — топливо;
ф — фюзеляж;
ш — шасси.
эк— экипаж.
ГЛАВА 1
КЛАССИФИКАЦИЯ ЛЕГКИХ САМОЛЕТОВ
В авиационной литературе имеется несколько подходов к клас-
сификации легких самолетов: по массе, по назначению, по мощно-
сти двигателей.
В 1925 г. в СССР были приняты такие определения [29]: легкий
самолет — это самолет с двигателем мощностью 35 ... 80 л. с.;
авиетка — самолет с двигателем мощностью до 35 л. с.
В работе [8] легкими самолетами предлагалось считать само-
леты с полетной массой до 454 кг и нагрузкой на крыло не более
29,3 кг/м2.
В последующие годы увеличение взлетной массы самолетов,
повышение мощности двигателей До 500.. . 1000 л. с. сделали эти
понятия весьма условными. В настоящее время граница массы, от-
деляющая область легких самолетов от тяжелых, в некоторой мере
стабилизировалась. По нормам ИКАО к легким самолетам отнесены
самолеты, имеющие взлетную массу менее 5750 кг.
Для проектирования весьма важной является классификация
легких самолетов по назначению.
В СССР легкие самолеты применяются в сельском и лесном
хозяйствах, в геологии и метеорологии, для транспортно-связан-
ных и аэросъемочных работ, медицинского обслуживания населе-
ния, на рыбном и зверобойном промыслах, в промышленности и
т. д. (табл. 1.1).
Из приведенной таблицы видно, что легкие самолеты выполня-
ют обширный круг народнохозяйственных задач. Применение лег-
ких самолетов в ДОСААФ ограничено учебно-тренировочными и
спортивными полетами, включая полеты на специальных самоле-
тах (пилотажных, рекордных) и на планерах.
В США легкие самолеты объединены под названием авиации
общего назначения (АОН). Важнейшими составными частями АОН
являются: деловая авиация, самолеты личного пользования, воз-
душного туризма, авиационного спорта, учебно-тренировочные са-
молеты и санитарная авиация.
Данные о парке и типах легких самолетов США на 1976 г. при-
ведены в табл. 1.2.
Из общего количества полетов самолетов АОН, выполненных в
1976 г., 45% были деловыми, 35% —развлекательными, 10% —ту-
8
1.1. Структура авиационных работ по видам применения [23]
Виды авиационных работ Г оды
1950— 1955 1965—1970 1970 1973
Авиационно-химические в сельском и лесном хозяйствах 24,9 8,7 31,8 3,1 29,4 2,9 25,9 3,2
Лесоавиационные (охрана лесов от
пожаров и др.) Аэрофотосъемка 10,8 22,1 1,4 1,0
Авиаобслуживание: 19,5 37,8 22,1 19,8
геологии — —
газовой промышленности — — 10,0 13,1
нефтедобывающей промышлел- 10,5 — 9,5 11,7
ности 1,8 2,1 2,1
геодезии и картографии —
Прочих промышленных организаций — — 19,7 20,7
Санитарная авиация 25,6 3,4 2,9 2,5
Итого: 100% 100% 100% 100%
1. 2. Парк легких самолетов США в 1975 г.
Ка гегория Число, ТЫС. ШГ. Налег, млн. ч
Самолеты:
с одним ПД 135,3 24,3
с несколькими ПД 21,2 5,5
с ГТД 4,5 2,4
Вертолеты 3,4 1,2
Планеры, аэростаты и др. 2,6 0,2
Итого: 167,0 33,6
ристическими, 5% —тренировочными и 5% —нерегулярными поле-
тами по типу аэротакси.
Классификация легких самолетов в соответствии с их назначе-
нием показана на рис. 1. 1.
Приведем краткую характеристику легких самолетов в зависи-
мости от их назначения.
Транспортные — выполняются с коммерческой (целевой) на-
грузкой до 2000 кг, на 4 . . . 18 пассажиров, с дальностью полета в
диапазоне 100 .. . 1000 км. Самолеты этого класса имеют один, два
или три двигателя (ПД, ТРД, ДТРД, ТВД). Легкие транспорт-
ные самолеты используются на местных воздушных линиях, на ко-
торые приходится в нашей стране свыше 30% грузо-пассажирского
потока.
Административные (деловые) — самолеты, обслуживающие дея-
тельность крупных производственных объединений, фирм и мини-
Рис. 1. 1 Классификация легких самолетов
стерств. Использование самолетов в деловых целях значительно
ускоряет перемещение руководящего персонала, способствует уста-
новлению деловых связей, росту активности фирм и улучшению их
планово-экономических показателей.
В самолетном парке деловой авиации все большее место зани-
мают реактивные самолеты. Средняя дальность беспосадочных по-
летов поршневых самолетов деловой авиации составляет 370. . .
900 км, турбовинтовых самолетов— 1850 км, реактивных — 1860...
2800 км.
На выбор типоразмера делового самолета влияют: число мест
и комфорт пассажирской кабины, наличие навигационного обору-
дования, эксплуатация и стоимость производства самолета.
Самолеты ПАНХ. Наиболее специализированными самолетами
10
ПАНХ (применения авиации в народном хозяйстве) по назначе-
нию и виду работ являются: сельскохозяйственные, лесоавиацион-
ные и санитарные. Самолетами обслуживания геологии, газовой,
нефтедобывающей промышленности, геодезии и картографии мо-
гут быть транспортные и административные легкие самолеты.
Сельскохозяйственные'—предназначены для выполнения авиа-
ционно-химических работ. Особенностями эксплуатации сельскохо-
зяйственных самолетов являются: сезонность работы, выполнение
полетов на малых скоростях (120... 180 км/ч) и малых высотах
(5 ... 10 м) с полевых аэродромов. Полеты сопровождаются часты-
ми взлетами и посадками.
Эти обстоятельства, а также виды авиахимических работ (вне-
сение удобрений, опрыскивание, дефолиация) формируют специаль-
ные требования: малая стоимость производства и эксплуатации,
простота ремонта и обслуживания, удобство работы экипажа, прин-
цип неповреждаемости кабины экипажа при авариях и т. п.
Лесоавиационные — предназначены для нужд лесной промыш-
ленности и лесного хозяйства. Преимущественно используются сухо-
путные самолеты, но могут использоваться и гидросамолеты, бази-
рующиеся в бассейнах рек и озер и имеющие специальное обору-
дование.
Условия эксплуатации и виды работ: патрульные полеты над
лесными массивами, борьба с вредителями и болезнями леса, аэро-
фотосъемка малых площадей и аэротаксация леса с целью рацио-
нальной эксплуатации лесных богатств страны.
Для обоснования типоразмера самолета, предназначенного для
лесоавиационных работ, должны учитываться такие факторы, как
коэффициент использования самолета, площадь патрулирования
одним самолетом, время и скорость патрулирования, необходимое
количество парашютистов-десантников, габариты сбрасываемого
оборудования для борьбы с лесными пожарами.
Санитарные — служат для перевозки больных и раненых с со-
провождающими их медработниками, а также для доставки меди-
каментов. В соответствии с назначением обеспечивают удобство
транспортировки, погрузки и выгрузки больного, оборудуются со-
временными средствами оказания скорой медицинской помощи в
воздухе.
Самолеты этого класса должны иметь современное навигацион-
ное оборудование, позволяющее совершать полеты в сложных ме-
теоусловиях, совершать посадку на неподготовленную площадку,
выбираемую с воздуха.
В требованиях к санитарному самолету учитываются такие фак-
торы, как средняя беспосадочная дальность полета, количество вы-
зовов в год и потребное количество самолетов.
Учебно-тренировочные самолеты подразделяются на самолеты
первоначального обучения курсантов и тренировочные — служащие
для тренировки летчиков, а также для использования в качестве
переходного типа от самолетов первоначального обучения к само-
летам, находящимся в эксплуатации. При создании современных
11
учебно-тренировочных самолетов должны учитываться такие фак-
торы, как простота управления, удобство работы инструктора,
а также наличие пилотажно-навигационного оборудования, позво-
ляющего проводить тренировки в ночных п сложных погодных УС-
ЛОВИЯХ.
Спортивные — предназначены для воздушного спорта. Специа-
лизированными спортивными самолетами являются пилотажные
(акробатические) и рекордные самолеты.
Пилотажные самолеты предназначены для воздушной акроба-
тики.
Рекордные самолеты по взлетной массе подразделяются на сле-
дующие категории ФАИ:
I категория —до 500 кг II категория — 500. 1000 кг
III категория —1000 1500 кг IV кагегория —1500 3000 кг
Эти самолеты создаются для достижения рекордных результа-
тов на дальность полета, скорость и высоту. Методы п средства,
а также данные исследований, при помощи которых достигаются
рекордные результаты, используются в дальнейшем при проектиро-
вании самолетов других классов.
Экспериментальные — создаются с целью экспериментальных
проверок различных новых схем и компоновок самолетов, для про-
верки и отработки новых систем (управления пограничным слоем,
подъемной и боковой силами и т. д.), что накапливает эксперимен-
тальный материал для создания новых (большей массы) само-
летов.
Мотопланеры — планеры, оснащенные двигателями небольшой
мощности (25 . .. 70 л. с.), обеспечивающими им независимость от
средств буксировки, самостоятельный взлет и набор высоты. Обла-
дая высокими аэродинамическими свойствами, мотопланеры широ-
ко применяются в последние годы в качестве весьма дешевых учеб-
но-тренировочных самолетов.
Авиетки — легкие одноместные «мини-самолеты», иногда люби-
тельской постройки Примерами удачно созданных авиеток явля-
ются БД-5, МС-10 и др. Современные авиетки оснащаются двига-
телями мощностью 25 . . 100 л. с. Создаются они главным образом
для спортивных полетов, являются простейшими и наиболее деше-
выми. Иногда создаются с целью установления рекордов в первой
весовой категории.
12
ГЛАВА 2
ОСНОВНЫЕ ВОПРОСЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ
ЛЕГКИХ САМОЛЕТОВ
2. 1. ПРОЦЕСС ПРОЕКТИРОВАНИЯ САМОЛЕТОВ
Проектирование самолетов любых типоразмеров подчиняется
определенным закономерностям. В связи с этим многие изложенные
в настоящей главе вопросы являются общими для самолетов лю-
бого назначения и тоннажа, кроме тех, разумеется, которые связа-
ны со спецификой применения легких гражданских самолетов.
Схематично процесс пректирования самолета изображен на
рис. 2. 1.
Последовательность этапов (от первого до двенадцатого) и их
количество является в определенной степени условностью, так как
некоторые из этапов часто выполняются параллельно ради эконо-
мии времени и средств, например этапы 1... 3, этапы 6. . . 8, 8 . . .
10.
Между различными этапами создания самолета существуют об-
ратные связи, помогающие оперативно корректировать проект,
улучшать его качество, получать новую информацию для дальней-
Рис. 2. 1. Процесс проектирования самолета
13
шего использования. Например, обратная связь этапов 12 и 1 по-
могает изучить условия эксплуатации и уточнить потребность в мо-
дификации самолета или потребность в создании нового самолета.
Разработке технического задания (ТЗ, этап 3) предшествует на-
учно-исследовательская работа (НИР, этап 2), проводимая для
обоснования требований к самолету и ограничений его летнотехнп-
ческпх и других * характеристик.
В техническом предложении (этап 6) или эскизном проекте
(этап 8) нередко теперь обосновывается необходимость и рацио-
нальность создания унифицированной серии самолетов различного
назначения (на базе исходного варианта) и создается план моди-
фикаций самолета в соответствии с прогнозируемым изменением
потока пассажиров, грузов и другой целевой нагрузки.
Рассмотрим более подробно сравнительно новый этап создания
самолетов — формулировку идей и концепций (этап 4).
2.2. КОНЦЕПЦИИ ЛЕГКИХ САМОЛЕТОВ
Рассмотрим частные технические идеи (концепции), направ-
ленные на улучшение летных и в первую очередь взлетно-поса-
дочных характеристик, а также на уменьшение стоимости, эконо-
мию топлива и снижение уровня шума легких самолетов. Некото-
рые из этих идей проверены на практике, другие пока не являются
общепризнанными.
2. 2. 1. Новый профиль крыла GA(W) -1
Известным американским аэродинамиком Уиткомбом и его со-
трудниками разработан новый профиль крыла GA(W)-1 для срав-
нительно небольших дозвуковых скоростей полета [38]. Примени-
тельно к легким самолетам этот профиль дает возможность по срав-
нению с ранее применявшимися профилями (серий NACA230,
NACA63, NACA65 и др.):
снизить индуктивное сопротивление при С^а^0,9 и увели-
чить Vy,
Рис. 2.2. Профиль GA(W)-1
* Безопасность эксплуатации, ресурс конструкции, стоимость-, комфорт, шум
и т. п.
увеличить примерно на 30% максимальное значение Cva с ме-
ханизацией (до значения 3,8 при выдвижных закрылках по всему
размаху, без механизации передней кромки, Re = 2,2• 10е).°
Новый профиль обеспечивает плавный срыв при а>15° без ме-
ханизации. Лобовое сопротивление его при с«17% и Сма^0,4
(крейсерские режимы) Примерно такое же, как на ранее применяв-
шихся профилях.
Координаты профиля GA(W)-1 лапы ниже. Общий вид Профиля
с закрылком приведен на рис. 2. 2.

—0,05700
—0,05400
—0 05080
—0,04690
-0,04280
—О 03840
—О 03400
-0,02940
—0,02490
-0,02040
—0,01600
—0 01200
-0,00860
—0 00580
—0,00360
-0,00250
-0 00260
-0,00400
—0,00800
Диаграмма Суа(а) представлена на рис. 2.3, профильная поляра —
на рис. 2(4 [38], зависимость Cvamax(Re) —на рис. 2.5.
Наибольшая толщина профиля расположена на 40% хорды от
носка, оптимальный угол отклонения закрылка, соответствующий
Сватах, составляет 40°.
2. 2. 2- Механизация задней кромки крыла
по всему обтекаемому размаху.
Применение интерцепторов взамен элеронов
Зависающие элероны и флапероны (элероны-закрылки) приме-
няются давно. Примером отечественного легкого самолета с зави-
сающими элеронами является Ан-14 «Пчелка». На новом польско-
советском сельскохозяйственном самолете М-15 также установлены
зависающие на взлете и посадке элероны. Однако зависающие эле-
роны не обеспечивают ту максимальную эффективность, которую
могут обеспечить выдвижные закрылки по всему обтекаемому раз-
маху крыла, так как угол отклонения элеронов вниз (в режиме за-
крылков) приходится делать меньше угла отклонения закрылков
(из условия поперечной управляемости на больших углах атаки).
15

Рис 2.5. Зависимость макси-
мального значения Суа без
механизации различных профи-
лей от числа Рейнольдса:
/—NACA—15%; 2—NACA 633—0.18:
3—NACA 632—415; 4—NACA 4412;
5—GA(W).l
Кроме того, выдвижные закрылки уве-
личивают эффективную площадь кры-
ла. Поэтому конструкторы уже давно
пытаются заменить элероны другими
устройствами для поперечного управ-
ления, чтобы освободить весь возмож-
ный размах крыла для закрылков.
Такими устройствами могут быть, на-
пример, интерцепторы.
Первое предложение об использо-
вании интерцепторов для поперечного
управления относится к 1932 г. [35].
В 1934 ... 1936 гг. эта идея проверя-
лась в летных испытаниях на легких
самолетах и в аэродинамических тру-
бах [35]. Выявились как преимущест-
ва, так и недостатки такой системы
управления.
Преимущества управления креном
с помощью интерцепторов по сравне-
нию с управлением элеронами сводят-
ся по итогам всех известных работ к
следующему.
1. Закрылки по всей задней кромке
крыла позволяют либо улучшить взлетно-посадочные характерис-
тики самолета (при S = const), либо увеличить скорость полета
(при Н — const) за счет уменьшения площади крыла при заданных
взлетно-посадочных характеристиках.
2. Интерцепторы предотвращают возникновение чрезмерных ко-
лебаний типа «голландский шаг» при входе самолета в крен вслед-
ствие уменьшения момента рысканья. Дело в том, что при отклоне-
нии интерцептора увеличение профильного сопротивления в значи-
тельной мере компенсируется уменьшением индуктивного сопротив-
ления благодаря уменьшению подъемной силы.
Это обстоятельство повышает качество управления, особенно
на малых скоростях.
3. Интерцепторы могут быть подключены к системе непосредст-
венного управления подъемной силой крыла (без изменения угла
атаки), а также к системе управления нагрузками, благодаря чему
можно улучшить точность пилотирования, уменьшись перегрузки
при полете в неспокойном воздухе. Снижение «болтаночных» пере-
грузок повышает комфорт пассажиров и экипажа, увеличивает
срок службы конструкции самолета.
4. Шарнирные закрылки (взамен элеронов) иа 30... 50% лег-
че элеронов той же площади (см. гл. 3), так как элероны рассчи-
тываются ка скоростной напор (/шах. шах, а закрылки — иа режим
взлета и посадки. Выдвижные закрылки имеют примерно ту же по-
верхностную плотность (кг/м2), что и заменяемые элероны.
Недостатки управления креном с помощью интерцепторов:
17
Рис. 2 6 Кинематика свя-
зи интерцептора (/) с де-
флектором (2) и пружи-
ной (3)
— нелинейное изменение поперечного
и шарнирного моментов при отклонении
интерцептора;
— запаздывание действия интерцеп-
тора;
— возможность обратного действия
(реверса) интерцептора при весьма ма-
лых н болЬк-.1х углах отклонения его;
— уменьшение подъемной силы при
отклонении интерцептора вверх на одном
крыле приводит к потере высоты.
Исследования, суммированные в ра-
ботах [35; 40], показали возможность устранения или существенного
ослабления указанных недостатков, чем и объясняется все боль-
шая популярность ннтерцепторной системы поперечного управ-
ления.
Например, нелинейность поперечного и шарнирного моментов
можно устранить, если кинематически связать интерцептор с ниж-
ним дефлектором и пружиной (рис. 2.6). Высота отклонения де-
флектора должна быть примерно вдвое меньше высоты отклонения
интерцептора. Уменьшает нелинейность также и щель между ин-
терцептором и верхней обшивкой крыла высотой примерно 1,5%
хорды крыла [35] (при максимальном отклонении интерцептора).
Запаздывание действия интерцептора зависит от следующих
факторов: расположения его по хорде, скоростей полета, выпуска н
уборки интерцептора, наличия щели между интерцептором и об-
шивкой крыла, причем запаздывание при уборке примерно вдвое
меньше, чем при выпуске [40].
Развитие подъемной силы при выпуске интерцептора схематич-
но показано на рис. 2. 7.
От начала выпуска (т = 0) до момента п интерцептор практи-
чески ие изменяет подъемную силу, так как находится в погранич-
ном слое. Момент Т2 характерен максимальным реверсом интерцеп-
тора вследствие создания на верхней поверхности крыла замкнуто-
го «пузыря» с разрежением и дополнительной циркуляцией. В мо-
мент Тз «пузырь» отделяется от поверхности крыла и подъемная
сила начинает уменьшаться вследствие выравнивания давления
сверху и снизу. В дальнейшем срыв потока усиливается и подъем-
ная сила падает до определенного значения.
Величина запаздывания определяется разностью тза11 = (т)-г—
^инг*
На рис. 2. 8 дан пример относительного запаздывания Тзап/Тиит
в зависимости от характеристического времени (5— хИ11Т)/У, где
5 — хорда крыла; xljHT — положение оси вращения интерцептора от
носка крыла; V — скорость полета. Эти данные получены в лабо-
раторных условиях п касаются интерцептора с хордой 5% от хор-
ды крыла [40].
Из рис. 2.8 видно, что запаздывание уменьшается при более
заднем расположении интерцептора.
18
^инт
Рис. 2 7. Развитие подъемной силы при отклонении ин-
терцептора
Если, например, иа легком самолете 5=1,5 м, хи11Т=1 м, V—
= 100 м/с, то т3ап/тинт = 0,005. Считается, что запаздывание дейст-
вия интерцептора без щели при выпуске в 10... 13 раз больше, чем
(5 — хинт)/И, а при уборке — в 5 ... 6 раз. Следовательно, в нашем
примере запаздывание при выпуске составит 0,05... 0,065 с, а при
уборке 0,025 . . . 0,030 с, что значительно меньше времени реакции
летчика (около 0,2 с).
При посадке, когда V«25 м/с, запаздывание действия интер-
цептора без щели сравнимо со временем реакции летчика и может
вызвать у него неприятные ощущения. Наличие щели в этом слу-
чае помогает уменьшить реверс и запаздывание действия интер-
цептора При ВЫПуСКе ДО Тзап^0,2 С, а ПрИ уборке ДО Тзап^0,1 с.
Реверс интерцептора возможен н прн углах отклонения (511Нт)
свыше 50° от поверхности крыла.
Поэтому динт в режиме управления
креном не рекомендуется делать бо-
лее 45 . .. 50°.
Что касается потерн высоты, то
этот «классический недостаток» ин-
терцепторов прн поперечном управ-
лении легкими самолетами оказал-
ся сильно преувеличенным. Специ-
альный летный эксперимент на лег-
ком самолете Пайпер «Сенека»
(США) показал [35], что потеря вы-
соты при использовании интерцепто-
ров не превышает 0,3 м/с. Эта вели-
чина сравнима с Vy прн полете в не-
спокойном воздухе, прн неправиль-
ном управлении рулем высоты во
Рис. 2.8. Относительное запазды-
вание действия интерцептора
время разворота и выхода из него.
На существующих легких само-
19
летах интерцепторы для поперечного управления размещают толь-
ко на верхней поверхности крыла, на 60 . . . 70% хорды от носка.
Ширина интерцепторов берется в пределах 5 . . . 10% хорды крыла,
а площадь нх составляет 3,3 ...4,3% от площади крыла.
Заметим, что в каждом конкретном случае система поперечного
управления должна тщательно прорабатываться в лабораторных и
летных испытаниях, включая отработку усилив.
Первым легким самолетом, на котором осуществлена данная
концепция проектирования, является серийный пассажирский само-
лет Мицубиси MU-2 (Япония, 1963 г.). Самолет в различных ва-
риантах успешно эксплуатируется более 10 лет*. При больших
углах атаки MU-2 на взлете и посадке совместно с интерцепторами
работают небольшие поверхности на внешних секциях закрылков.
Интерцепторная система поперечного управления осуществлена
также и на серийном легком самолете GAF «Номад» (Австралия,
1972 г.). Здесь на больших углах атаки поперечное управление осу-
ществляется только интерцепторами, а в крейсерском полете роль
элеронов выполняют внешние секции закрылков.
Концепция поперечного управления с помощью интерцепторов
применяется и на легком гражданском самолете Хаслер-400 (США,
1977 г.). Такое же управление проходит летные испытания на лег-
ких самолетах Пайпер «Сенека» и Цессна «Кардинал» (США).
Возможный экономический эффект установки закрылков по все-
му размаху крыла и поперечного управления с помощью интерцеп-
торов рассмотрен в гл. 7 на примере оптимизации параметров лег-
кого многоцелевого самолета для народного хозяйства.
2. 2. 3. Цельноповоротное горизонтальное оперение
Мощная механизация крыла (например, выдвижные закрылки
по всему размаху) создает не только большие коэффициенты С,п,
но и большие пикирующие моменты mz. Для балансировки самоле-
та в этих случаях требуется увеличивать мощность горизонтально-
го оперения. Осуществить эту идею можно несколькими способами
при заданной длине фюзеляжа:
1) подобрать более несущий профиль ГО по сравнению с обыч-
ными симметричными профилями, например ьзять профили
GA(W)-2— 13%, NACA 24—12%, NACA 63А — 12% и др.;
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 массы и аэродинамического сопротивле-
* Многие зарубежные поенные самолеты не имеют элеронов и управляются
по крену с помощью интерцепторов и Дифференциального цельноповоротного го-
ризонтального оперения. Это самолеты ХТ-2, Панавиа-200, F-14 «Томкэт», Року-
эл В-1, F-l 11 А, Ягуар, Мираж G-8 и др. [40].
20
нпя ГО, что также неблагоприятно. Наиболее заманчивым является
третий способ, который дает возможность:
— снизить массу ЦПГО (неразрезного по размаху) ликвидаци-
ей руля высоты с узлами подвески и балансировочными грузами;
— упростить н удешевить конструкцию ГО путем уменьшения
числа деталей.
Цельноповоротнос горизонтальное оперение применяется на
многих планерах и мотопланерах *, а также на некоторых легких
гражданских самолетах'—GAF-24 «Номад», Цессна «Кардинал»
(с механизацией по всему размаху), Хаслер-400 и др. Однако на
пути осуществления ЦПГО стоит ряд существенных трудностей.
Для снижения шарнирного момента ось вращения ЦПГО при-
ходится приближать к центру давления. При этом есть опасность
получи 1ь на некоторых углах атаки ЦПГО псрекомпенсаншо шар-
нирного момента, что совершенно недопустимо при ручном управ-
лении.
Недостатком этой концепции является и то, что ЦПГО сущест-
венно уменьшает степень продольной статической устойчивости с
брошенной ручкой (при обычной механической связи между руч-
кой управления и ЦПГО). Другими словами, применение ЦПГО
требует доказательства возможности безопасного полета с брошен-
ной ручкой.
2. 2. 4. Убирающееся или неубирающееся шасси?
Этот вопрос встает перед конструктором каждый раз прн про-
ектировании сравнительно нескоростных спортивных самолетов,
легких самолетов для народного хозяйства—как частный случай
задачи о противоречии массы и аэродинамического сопротивления.
Самолет с убирающимся шасси имеет, как известно, меньшее
аэродинамическое сопротивление на основных режимах полета, од-
нако масса самолета растет за счет системы и механизмов уборки-
выпуска. колодцев для уборки шасси и т. п. Задача состоит в том,
чтобы с учетом изменения аэродинамического сопротивления и мас-
сы самолета найти при некоторых исходных условиях скорость
полета, до которой целесообразно применить неубирающееся шасси.
Допустим, что в техническом задании на проектирование само-
лета указаны расчетная дальность беспосадочного полета L, целе-
вая нагрузка, длина взлетно-посадочной полосы. Наиболее просто
задача о целесообразности применения неубирающегося шасси
(точнее — об условиях целесообразности) на легких самолетах ре-
шается при следующем условии:
(z«o, Ро, V, Н, S) = const. (2. 1)
Условие (2. 1) означает, что задача решается прп заданном
двигателе. Самолет с убирающимся шасси (УШ) можно считать
эквивалентным по взлетной массе самолету с неубирающимся шас-
си (НШ), если увеличение массы самолета с УШ компенсируется
“Для этих летательных аппаратов главная цель применения ЦПГО—сниже-
ние массы Н аэродинамического сопротивления.
21
уменьшением массы топлива вследствие меньшего аэродинамиче-
ского сопротивления, т. е. когда
i ^тК11Н)уш -- (А тг)уш = 0;
(Дтт)нш —(Дтекон)нш = 0 (2.2)
В данной постановке задачи предполагается, таким образом,
уменьшение тяги двигателей с УШ в крейсерском полете на задан-
ной высоте, вследствие чего и может быть получена экономия топ-
лива.
Другая постановка задачи, в которой тяга двигателей на само-
летах с УШ и НШ не изменяется, приводит к ряду осложнении:
при /7 = const увеличивается крейсерская скорость самолета с УШ,
растет расчетная перегрузка в неспокойном воздухе, появляются
новые проблемы, связанные с увеличением массы конструкции,
уменьшением ее ресурса *. Прн корректном сравнении вариантов
самолетов с УШ н НШ при V^const требуется применять экономи-
ческий критерий вместо весового, что еще больше усложняет за-
дачу.
Очевидно, что всех этих затруднений можно избежать, если при-
нять условие (2. 1) и вытекающие из него равенства (2.2).
Определим ('Атт) инь учитывая, что (Дтт) пш — —(AwT) унт
(Д/тгг)нш = (^г)нш — (отг)уш — (^\С|Л V'Jhui — (P^L Юущ.
Здесь Рп — потребная тяга двигателей.
Пренебрегая разницей в ср из-за дросселирования на самолете'
с УШ, получим
(Длдг)нш=сР(£ ИДЛпНщ — Рп.уш) = ср(Л V)CxaislSq, (2.3)
где Схаш — коэффициент лобового сопротивления шасси.
Коэффициент Схат для легких самолетов имеет следующие значе-
ния [2]:
Шасси с обтекателями на стойках (Ан-14; Скайвен; ДНС-6) . 0,0140
Шасси с обтекателями на стойках и колесах (Цессна А150;
OR-70; Беде-ВД-4; WH-1; Пайпер РА-32; Лерк-!В)...........0,0100
Носовая стойка убирается в фюзеляж, основные стойки убира-
ются в обтекатели (Л-410; Ан-28; GAF-24 «Номад»)........ 0,0065
Пирамидальное шасси без обтекателей (Ан-2; IAI-201 «Арава») 0,0180
Связь Схаш с размерами колес осуществляется с помощью фор-
мулы
Сха ш — П1С-га1Ю$ко.ч..ч (2.4 )
где СХако = 0,242 — коэффициент аэродинамического сопротивле-
ния полубаллонных колес, отнесенный к их лобовой площади; щ —
коэффициент, учитывающий отличие аэродинамического сопротив-
ления шасси от сопротивления колес.
* Если стремиться к сохранению расчетной перегрузки в неспокойном возду-
хе на самолете с УШ за счет увеличения высоты полета (с увеличением скорос-
ти), то возникает проблема массы гермокабины.
(2.5)
(2.6)
4,2
3,0
5.4
1.95
Лобовая площадь колес
= V (в„лОк„ - 0.214BL),
где Buo.i — ширина колеса (шины); Рь-Ол— диаметр колеса.
Подставляя (2. 5) в (2. 4), получим
СИш = 0,242(«] .
Коэффициент П[ имеет следующие значения.
Обтекатели только на стойках .......................
Обтекатели на стойках и колесах ....................
Пирамидальное шасси без обтекателей.................
Носовая стойка убирается в фюзеляж, а основные стойки —
в специальные обтекатели ..............................
Для определения критической скорости полета, до которой це-
лесообразно применять неубпрающееся шасси, воспользуемся ра-
венством (2. 2), где (АщКон)уш представим в виде
( —Дткои)иш=(дт«оВ)уш=я2то- (2.7)
Здесь можно принимать пз = 0,02 — при наличии иа самолете
гидросистемы; п2 = 0,03 — при отсутствии гидросистемы (при НШ).
Учитывая формулу (2. 3), имеем
n2m0=cp(T V)CxaxlSeV2;2.
Выражая скорость в км/ч, получим
1/_ 17 2 -3,62/710
кРи г г *
СрМ»эьха ш
Если взять плотность Q по формуле В. П. Ветчинкина
е = ео(2О-/Л(2О + //),
по формуле (2. 6), то
где И в км, (>0=0,125,
I/ =860^i
- 0.21«*L)
Здесь mo — в кг; ср — в кг/(даН-ч); L — в км; Н — в км; В
^нол В М.
Пример. Легкий многоцелевой самолет для народного хозяйства с ДТРД.
Для самолета этого класса возможны следующие характеристики при /ггц. „ =
— 800 кг: А = 300 км, /7 = 3 км; то=3360 кг; сР = 0,б8; Sko.i.j = 0,411 м2;
z?j =4,2; п2 =0 03.
0,03 3360 23 1 км
Тогда VhPfiI. = 860 ----------------=332 — .
Ри 4,2 0,68-300 170,411 ч
Если крейсерская скорость иа основном режиме полета больше
иа 5... 7% критической скорости, полученной по формуле (2.8),
следует все же предпочесть неубпрающееся шасси, учитывая два
обстоятельства:
— самолет с неубирающпмся шасси надежнее. Статистика по-
казывает, что 3,3 ... 4,0% всех летных происшествий связано с ие-
выпуском шасси;
23
— самолет с неубирающимся шасси дешевле и проще в обслу-
живании.
Отметим, что методом, изложенным выше, можно решать н дру-
гие задачи иа противоречие массы и аэродинамического сопротив-
ления самолетов, например, задачу о целесообразности применения
подкосного крыла на легких самолетах.
2. 2. 5. Концепция «1 ’/з двигателя»
Известно, что перевозка пассажиров по требованиям междуна-
родной организации гражданской авиации (ИКАО) допускается
только па самолетах с двумя и более двигателями. В случае отка-
за одного двигателя должна быть возможность продолжения и за-
вершения полета с оставшимися двигателями.
Если установить два двигателя различной тяги, то требование
ИКАО можно выполнить с меньшими весовыми и экономическими
затратами, чем в случае двух одинаковых двигателей.
Двигатель большей тяги в этом случае является основным, он
предназначен для работы в течение всего полета. Двигатель мень-
шей тяги является вспомогательным н применяется для улучшения
взлетных характеристик самолета, в случае отказа основного дви-
гателя, а также как пусковой двигатель и источник энергии для
кондиционирования кабин на земле. Дополнительный двигатель
используется, таким образом, лишь при старте, взлете и в случае
отказа основного двигателя. Поэтому он может быть малоресурс-
ным, облегченным (с удельной массой порядка 0,15 ... 0,20).
Рис. 2.9. Легкий самолет «Хаслер»-400 (США)
24
Особое значение эта концепция, получившая название «полтора
двигателя», имеет для легких самолетов.
Тяга дополнительного двигателя должна быть достаточной для
продолжения горизонтального полета с отказавшим основным дви-
гателем на небольшой высоте при максимальном аэродинамическом
качестве с убранной механизацией крыла и выпущенным шасси.
Таким образом,
^V^max"
Можно считать, что РД011—0,95 Родоп, а расчетная масса самоле-
та т = 0,95 то. Поэтому стартовая тяга дополнительного двигателя
может определяться по формуле
^>0доп = ^0 ^тах1
Примером осуществления данной концепции может служить лег-
кий самолет «общего пользования» Хаслер-400 (США, 1977 г.),
общий вид которого приведен на рис. 2. 9 [39].
На этом самолете в носовой части установлен основной двига-
тель— ТВД РТ6А-41 мощностью 850 э. л. с. на старте, а в хвосто-
вой части фюзеляжа дополнительный ТРД J 402 тягой 290 даН.
Взлетная масса самолета составляет 2720 кг.
2. 2. 6. Ограничение уровня шума
Легкие самолеты, как и самолеты другого тоннажа, ограничи-
ваются по уровню шума на местности Со временем эти ограниче-
ния становятся все более жесткими. Сейчас, например, требуется
[12], чтобы шум при наборе высоты легких самолетов на расстоя-
нии 6,5 км от начала разбега (по осн ВПП) не превышал
93 EPN дБ, а в боковом направлении от осн ВПП на расстоянии
0,65 км шум не должен превышать 102ЕРЫдБ. При посадке на
расстоянии 2 км до торца ВПП (по ее оси) шум ограничивается
значением 102 EPN дБ.
Для выполнения этих требований конструктор может воспользо-
ваться следующими мероприятиями:
1) увеличить степень двухкоитурности ТРД (снизить скорость
«холодной» струн выхлопных газов);
2) увеличить крутизну траектории при взлете и посадке при-
менением большей избыточной тяги, увеличением аэродинамическо-
го качества при взлете и уменьшением его при посадке (например,
с помощью интерцепторов)*;
* В применении к легким пассажирским самолетам осуществление этого ме-
роприятия возможно лишь при сохранении давления в герметической кабине.
В случае негерметической кабины вертикальная скорость самолета при взлете
и посадке должна ограничиваться значением — гн условия комфорта
[6]. Здесь А ’— относительная плотность воздуха на уровне взлетпо посадочной
полосы.
25
3) применить шумоглушащую обработку сопловых труб и возду-
хозаборников двигателей;
4) установить шумоглушители на соплах ТРД;
5) использовать экранирующее действие конструкции самолета.
Для Этой цели двигатели должны быть расположены над крылом
нли над фюзеляжем.
6) уменьшить диаметр воздушного винта и (нли) его частоту
вращения.
2.2. 7. Ограничение стоимости создания самолета
Кроме тех проектных мероприятий снижения стоимости само-
летов, которые отмечены выше, можно назвать и другие мероприя-
тия, объединяемые концепцией создания самолета при ограничен-
ной стоимости:
1) уменьшение числа деталей и стыков конструкции;
2) простота внешних форм агрегатов (поверхности одинарной
кривизны, прямоугольные в плане несущие поверхности и т. п.);
3) создание самолета без опытных образцов.
Последнее требует пояснения. Традиционный путь создания са-
молета предусматривает постройку опытных образцов, которые пос-
ле испытаний и доводок конструкции и систем оборудования (вклю-
чая наземные стенды для различных систем оборудования и управ-
ления) являются базой для производства серийных образцов са-
молета. Очевидно, что этот путь не отличается экономией времени
и средств.
Можно идти и другим путем — создать вместо деревянного ма-
кета самолета, различных стендов и опытных образцов так назы-
ваемый технологический макет. Этот натурный макет является ме-
таллическим (как и все современные самолеты, включая легкие)
аналогом создаваемого самолета со всеми элементами конструкции
н оборудования. На технологическом макете отрабатываются все
узлы н стыки, монтаж н функционирование систем оборудования и
управления. Таким образом, можно до минимума свести различие
между первым серийным (п летным) образцом н последующими
серийными образцами самолета.
Объем и сроки летных испытаний также можно существенно со-
кратить путем «летных испытаний на земле» с помощью ЭВМ и
тренажеров.
Стремление к удешевлению конструкции часто сталкивается с
противоречием между стоимостью и массой, стоимостью и ресурса-
ми. Методика решения этих противоречий рассмотрена в рабо-
те [5].
2. 2. 8. Система непосредственного управления
подъемной силой (СНУПС)
Подъемной силой крыла можно управлять несколькими спосо-
бами:
26
1) изменением угла атаки (прн р’= const) посредством поворо-
та всего самолета относительно оси Z (с помощью горизонтально-
го оперения);
2) изменением кривизны профиля крыла с помощью поворота
закрылков, предкрылков и т. п.;
о) отклонением интерцепторов на верхней или нижней поверх-
ности крыла или Другим воздействием на циркуляцию крыла.
Первый способ, являющийся традиционным, требует сравнитель-
но больших затрат времени на осуществление маневров относи-
тельно оси Z, так как необходимо преодолевать момент инерции /2.
Второй и третий способы принято называть непосредственным
управлением подъемной силой. Основное их преимущество — умень-
шение времени переходного процесса при маневрах самолета в пло-
скости ЛОУ. Другие преимущества самолета, оборудованного
СНУПС, отмечены в гл. 10.
Применительно к легким спортивно-пилотажным самолетам
СНУПС дает возможность существенно уменьшить время манев-
ров и таким образом позволяет увеличить количество фигур высше-
го пилотажа за время, заданное соревнованиями.
Примерами самолетов, созданных с применением СНУПС, мо-
г\т служить: легкий спортивно-пилотажный и экспериментальный!
самолет «Квант» МАИ (1977 г.) [1], а также акробатический са-
молет «Лкростар» (ФРГ) (см. гл. 10).
Рассмотренные в разд. 2. 2 концепции, количество которых мож-
но, разумеется, продолжить, показывают, что в распоряжении кон-
структора имеется набор новых идей (или старых на новом уров-
не), позволяющих значительно поднять эффективность самолета.
Не будет преувеличением сказать, что главной задачей конструк-
тора самолета сейчас является создание новых идей, новых кон-
цепций и разумное использование существующих.
2.3. О ВЫБОРЕ СХЕМЫ И ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ
ЛЕГКИХ САМОЛЕТОВ
Все задачи поиска оптимума схемы и параметров самолетов
можно условно разделить на прямые и обратные. Характерной осо-
бенностью прямых задач является постановка «в стиле заказчи-
ка»: известны величина, состав и условия размещения целевой на-
грузки, расчетная дальность (пли время) полета и ограничения по
базированию, безопасности полета, шуму иа местности и т. д. Тре-
буется оптимизировать схему и параметры самолета, а также тип
силовой установки, если двигатель не задан.
Обратные задачи предусматривают задание взлетной массы.
Свободной оптимизируемой величиной в этом случае является либо
целевая нагрузка, либо расчетная дальность полета. Обратные за-
дачи более просты в решении, но страдают некоторой искусствен-
ностью (возможны малореальиые компоновки самолета при суще-
ственном изменении величины целевой нагрузки или неприемлемые
дальности полета).
27
Количество модифинаций самолета,'
ала. степень оптимизации, парна,
Рис 2 10. Схема оптимизации ко-
личества модификаций самолета
(изменение числа модификаций
для наглядности считается непре-
рывным) :
/—затраты на эксплуатацию: 2—затра-
ты на проектирование и изготовление;
3—суммарные затраты
Степень унисринаиии частей
(агрегатов самолетов)
Степень оптимизации, самолетов
по назначению
Рис. 2.11. Процесс возникновения
оптимума унификации агрегатов
самолета:
1—за счет эксплуатации; 2—за счет
проектирования и изготовления; 3—сум-
марные затраты
В работе [32] В. М. Шейниным сформулирована задача плани-
рования модификаций гражданских самолетов. Эту задачу можно
рассматривать как самостоятельную ветвь теории оптимального
проектирования самолетов.
Планирование модификаций состоит в решении следующей за-
дачи:
— каким образом следует изменять во времени самолет, адап-
тировать его в соответствии с изменяющимися условиями и потреб-
ностями эксплуатации, чтобы суммарные затраты на создание и
эксплуатацию парка всех самолетов данного типа за все время их
существования были бы наименьшими?
Из этой постановки видно, что:
— появилась новая независимая переменная (координата) оп-
тимизации — время;
— самолет рассматривается как часть сложной авиационной
системы (часть комплекса);
— в качестве критерия принимаются суммарные затраты на со-
здание и эксплуатацию парка (авиационного комплекса).
Движущими причинами, которые сделали актуальной данную
задачу, являются:
— противоречие между изменением условий эксплуатации (на-
пример, ростом пассажирского и грузового потоков с течением вре-
мени) и неизменностью размеров и других характеристик само-
лета;
— увеличение стоимости создания новых самолетов.
Поэтому в настоящее время большие надежды возлагаются на
модификацию самолетов.
Одной из конкретных и наиболее интересных задач планирова-
ния модификаций является задача о том, какие части самолета и в
какие сроки (то есть, сколько раз) целесообразно модифициро-
28
вать? Если модификации проводить часто, можно уменьшить за-
траты на эксплуатацию вследствие увеличения степени оптимиза-
ции самолета. Однако при этом увеличатся затраты на проектиро-
вание, строительство и испытания самолета (рис. 2. 10). Из рис.
2 10 видно, что теперь речь идет об оптимизации самой степени
оптимизации.
Введение новой координаты — времени — существенно усложня-
ет задачу оптимального проектирования и в то же время дает в
руки конструктора новые интересные возможности, диктуемые эко-
номикой.
В последнее время возникло еще одно интересное ответвление
теории оптимального проектирования — унификация частей само-
лета и самолетов парка.
Появление этого нового направления, как и планирования мо-
дификаций, обязано стремлению сэкономить затраты и время на
создание новых образцов самолетов.
Задачу об оптимальной степени унификации частей самолета
по критерию «суммарные затраты» можно сформулировать следу-
ющим образом.
Допустим, что требуется спроектировать самолет для выполне-
ния заданного объема работы. Если стремиться к наибольшей уни-
фикации частей самолета (с ранее созданными частями самолетов
или самолетами другого назначения), то степень оптимизации па-
раметров нового самолета уменьшается, вследствие чего растут
расходы на эксплуатацию. Однако при этом будут уменьшаться
расходы на проектирование и изготовление самолета (рис. 2.11).
Очевидно, что возможна такая степень унификации (или опти-
мизации), при которой суммарные затраты будут минимальны.
Большое значение в этих задачах имеет и стратегия унифика-
ции, а также серийность изделия.
Задача об унификации в процессе проектирования агрегатов
легких многоцелевых самолетов формулируется аналогично: если
агрегаты самолета оптимизировать для каждого назначения, го
можно уменьшить затраты на эксплуатацию. Однако в этом слу-
чае агрегатов и типов самолетов надо сделать столько же, сколько
имеется назначений самолета. Очевидно, что этот путь ведег к уве-
личению расходов на проектирование и изготовление. Степень уни-
фикации здесь наименьшая.
Если же взять противоположный случай — применение одинако-
вых агрегатов (одного типа самолета) для всех назначений, резуль-
тат может быть отрицательным за счет расходов на эксплуатацию.
Отсюда видна возможность существования оптимальной уни-
фикации агрегатов и типов самолетов по назначению.
Если конструктора интересует лишь оптимизация схемы само-
лета, то параметры крыла «замораживаются». Встречается и дру-
гая ограниченная задача: найти оптимальные параметры крыла
при известной схеме и компоновке самолета (известны размеры
фюзеляжа и размещение нагрузки). Эта задача, как и задача вы-
бора схемы, может решаться для нескольк'гх типов силовых уста-
29
ГЛАВА 3
РАСЧЕТ МАССЫ ЛЕГКИХ САМОЛЕТОВ
Масса самолета обычно определяется методом последователь-
ных приближений. Первое приближение соответствует этапу пред-
варительного проектирования (техническое предложение), второе и
последующие приближения делаются при эскизном проектирова-
нии. Ниже рассмотрено определение массы легкого самолета (в кг)
при взлете («о) в первом и втором приближениях.
3. 1. РАСЧЕТ ВЗЛЕТНОЙ МАССЫ САМОЛЕТА
В ПЕРВОМ ПРИБЛИЖЕНИИ
/ra0)i
Из уравнения баланса массы самолета в относительных вели-
чинах
1=^ои + /П0б.Упр + Й1+—(тс.у + /Пц.н + /ПеЛ) (3. 1)
т0
имеем в первом приближении
fflc.y + СТц.н + Отсл 3 2
1 — Wo6.ynp
Здесь предполагаются известными или заданными тип двигате-
ля и масса силовой установки, массы целевой и служебной нагру-
зок. Относительные массы конструкции т1{Он, оборудования и управ-
ления Иоб. упр в первом приближении берутся по статистике
(табл. 3. 1).
3. 1. Относительные массы конструкции, оборудования
и управления легких самолетов
Назначение самолетов т кои m „ об. упр
Многоцелевые, а также для местных авиа- линий 0,28 . . 0,30 0,10 . . . 0,12
Спортивно-пилотажные 0,30 . . . 0,32 0,08 • . 0,10
Специализированные для сельского хо- зяйства 0,24 . . . 0,26 0,08 . .0,10
Гидросамолеты 0,34. . . 0,38 0,10 . .0,12
Мотопланеры 0,48 . . . 0,52 0,05 . .0,06
Относительную массу топлива шт, входящ/ю в (3. 2), можно рас-
считать для самолетов с ТРД и ДТРД по формуле
т, = 1 ,3£рср'(VKpeiic/Q. (3.3)
Для самолетов с ПД и ТВД
mf=l,3£pce (270явК). (3.4)
Здесь Lp в км, РКрейС в км/ч; для монопланов без подкосов в крей-
серском полете аэродинамическое качество Д'=7...9 — в случае
31
Рис. 2. 12. Схема расчета варианта легкого неманевречного
самолета
новок. В любом случае, при всех постановках задач необходим
расчет варианта самолета («узл-а многомерной сетки» — по терми-
нологии машинного проектирования), отличающегося схемой, ти-
пом силовой установки, параметрами агрегатов и летными харак-
теристиками.
Расчет варианта самолета, являющийся основой любого вычис-
лительного алгоритма эскизного проектирования, представляет, по
существу, последовательность определения летных, весовых и эко-
номических характеристик в зависимости от принятых исходных
данных и ограничений. Конечной целью расчета варианта самолета
является определение численного значения критерия оценки.
Схема одного из таких алгоритмов приведена на рис. 2. 12.
Вариант самолета, у которого значение критерия наилучшее
(минимальная взлетная масса, наименьшая стоимость эксплуата-
ции н т. п.), теоретически считается оптимальным. При окончатель-
ном выборе решения необходимо учитывать различные обстоятель-
ства, которые не всегда удается ввести в программу счета. Приме-
рами таких обстоятельств могут быть: ресурс конструкции, просто-
та обслуживания и эксплуатации самолета и двигателей, комфорт
пассажиров и экипажа, уровень шума на местности, возможность
эксплуатации на неподготовленных грунтовых аэродромах, безопас-
ность при аварийных ситуациях, возможность развития самолета,
надежность двигателей, технологичность конструкции и т. п.
30
неубирающихся посадочных средств (колеса, поплавки); К=
= 10... 12 — в случае убирающегося шасси. Значения ср, се, Пв Для
заданного двигателя известны.
Входящие в числитель (3.2) величины тс.у, тСлуж могут быть
рассчитаны в первом приближении следующим образом.
Для самолетов с ТРД и ДТРД
Отс.у = 1,6удв/>о- (3.5)
Для самолетов с ПД и ТВД
тс.у = 2ул^0. (3-6)
Масса служебной нагрузки
^слУж=85/дэк. (3.7)
Масса целевой нагрузки тц. н (масса пассажиров, грузов, поч-
ты — на многоцелевых самолетах, химикатов — на сельскохозяйст-
венных, медицинского персонала и пациентов — на санитарных са-
молетах и т. д.) обычно задается. На одноместных спортивных
самолетах и мотопланерах целевой может быть служебная на-
грузка.
3.2. РАСЧЕТ ВЗЛЕТНОЙ МАССЫ ЛЕГКОГО САМОЛЕТА
ВО ВТОРОМ ПРИБЛИЖЕНИИ
Основное отличие этого расчета от расчета (h?o)i состоит в
учете зависимости пгКон, т0о. упр, тТ от взлетной массы, парамет-
ров крыла и других частей самолета, от режима полета.
В связи с тем, что mj;On весьма сложным образом зависит от т0
(см. ниже), уравнение (3. 1) получается трансцендентным и отно-
сительно то в явном виде не решается (как в первом приближе-
нии). Поэтому приходится для вычисления (т0)п применять либо
графический способ решения уравнения баланса массы самолета
(см. разд. 3. 2. 5), либо последовательно приближаться к решению
и находить его с помощью ЭВМ.
Рассмотрим определение (т0)и по элементам. Приведенные ни-
же формулы названы именами их авторов. В ряде случаев форму-
лы несколько модифицировались применительно к легким само-
летам.
3. 2. 1. Масса конструкции
Эту величину составляют массы крыла, фюзеляжа, оперения и
шасси:
ткт=ткр + /Пф+^пп+^ш- (3-8)
Масса крыла
Масса свободнонесущего (без подкосов) крыла легких самоле-
тов (mKp) может быть рассчитана по одной из следующих фор-
мул [4].
32
Формула Зинина:
mKP= 16,4- 10-вАмехТпр-^ф^-^+1 -\2S. (3. 9)
Формула Фомина:
^=16.10-ч,„да V -S (/?)
(3. 10)
Формула Лебедева для прямых и стреловидных крыльев:
щкр = 5-10 5а
прот0Х |/ 5 т] 4- 2
с0 cos2 х 1 т 0,5
1^1'] + 2S.
•-Н-З,1
(3.11)
Формула Торнбика [32]:
Формула для прямых и стреловидных крыльев, предлагаемая
нами:
/п = 1,1 • 10 4/?чех/г::он/г.,г4/1р-• (3- 13)
cos1,5xV 8с0 Ч + 1
В этих формулах ткр — масса крыла, включая подфюзеляжную
его часть, но без учета массы герметизации баков-отсеков, кг; тр —
масса самолета без топлива, кг; откр—масса крыла первого при-
ближения (обычно принимается ткр=0,1от0), кг; /3—размах_за-
крылка, м; S, S3— площадь крыла и закрылка, м2; p=co/ci,; с3—
средняя относительная толщина закрылка; V3. р — скорость полета,
расчетная для закрылков, км/ч; 63 — наибольший допустимый угол
отклонения закрылков в градусах; /гмех— коэффициент, учитываю-
щий тип и наличие механизации крыла, &мсх=0,9— механизация
отсутствует, /гмех = 1,0 — в случае применения щитков или одноще-
левых шарнирных закрылков, &мсх=1,15-—в случае применения
’ закрылков Фаулера и предкрылков перед элеронами; &кон—коэф-
фициент, учитывающий тип конструкции крыла; &кон = 0,9 — если
широко применяются монолитные элементы и сотовые конструкции,
&коп = 0,95 — в случае клееклепаной конструкции, а также ограни-
ченного применения монолитных силовых элементов, /гкон=1,0'—
в случае применения клепаной конструкции; /гмт — коэффициент,
учитывающий марку основного материала конструкции
крыла, /гмт=1,2 — для АМГ6 (гидросамолеты), /гмт=1,0 — для
Д16-Т; £KoiAmt=0,80 . . . 0,85 —• если для силовых элементов приме-
няются композиционные материалы (угле- и боропластики); 0-—
коэффициент, учитывающий эффективность работы продольных си-
ловых элементов, 0=1,0 — для однолонжеронного или кессонного
2
879
33
3.2. Расчет массы крыла легких самолетов
Характеристики Як-18 Як-16 Бе-30 АК-1121 .Квант* .Дав* .Герои" .Бонанца* Куии-Эр.65 Бигл-2068
Исходные данные то, кг 1100 6050 5700 6350 920 3990 6124 1540 3493 3232
Пп 13,5 6 6 5,47 13,5 5,5 5,5 6 5,5 5,5
S, м2 17 56,3 32 28,2 8,58 31,1 46,4 16,8 25,73 19,88
Pt), кг/м2 64,8 107,5 178 225 107,5 129 132 91,6 135,9 162,5
X 6,61 8 9 6,19 6,55 9,7 10,5 6,2 7,6 9,78
Со 0,15 0,147 0,17 0,12 0,14 0,19 0,2 0,165 0,18 0,138
Т) 2 2,84 2,5 3 2,8 3,3 3 2 2 2
ф 0,91 0,86 0,71 0,82 0,90 0,80 0,65 0,86 0,76 0,76
0 0,90 0,90 1,0 1,0 0,90 0,90 1,0 0,90 0,90 0,90
0,90 1,0 1,1 1,1 1,1 1,0 1,0 1,0 1.0 1,0
^нон 1,0 1,0 0,9 0,9 1,0 1,0 1,0 1,0 1,0 0,95
Фактические значения ткр, кг 196 998 620 505 128 420 650 117 304 347
£кр, КГ/М2 11,5 17,8 19,4 17,9 14,9 13,5 14,0 6,96 11,8 17,46
Расчетная масса по (3. 9), кг 191 997 574 457 123 436 638 119 307 408
погрешность, % -3,6 -0,1 -7,3 -9,5 -3,8 +4 —2 + 1,9 + 1 + 17,6
по (3 10), кг 183 985 605 509 130 430 670 116 320 388
погрешность, % -6,7 —1,2 —2,5 +0,7 +1,5 +2,3 +3,1 —0,8 +5,3 -t-12
по (3. 11), кг 210 945 679 530 121 410 671 114 277 402
погрешность, % +7 -5,3 +9,5 +5 -5,5 -2,5 +3,4 -2,6 -8,8 + 16
по (3. 12), кг 203 923 582 455 125 420 717 127 320 342
погрешность, % +3,5 -7,5 -6 -10 -2,5 0 + 10 +8,5 +5,3 -1,5
по (3 13), Ki 198 996 606 509 130 430 670 116 307 348
погрешность, % +0,5 -0,2 -2,2 +0,7 + 1,5 +2,3 +3,1 -0,8 + 1 +0,3
крыла, 0=0,9 —для двухлонжеронного крыла; <р — коэффициент
разгрузки, значение которого можно определять по формуле
?=0,93- 0,014£с.у- 6,3 10-'Z’u,-mr.KP(zT.Kp)2, (3. 14)
где £с у= 1,0 —если двигатели установлены на крыле; kc. у=0 —
если двигатели не соединены с крылом; /гш= 1,0 — если основные
стойки шасси установлены на крыле; /гш=0 —если основные стой-
ки шасси не соединены с крылом; fnT кр=тт. КрМо — относительная
масса топлива в крыле; = —относительная наибольшая
координата топлива в крыле (в долях полуразмаха).
Результаты расчета массы крыла по приведенным выше фор-
мулам даны в табл. 3. 2, из которой видно, что формулы дают впол-
не приемлемую точность, за исключением массы крыла самолета
Бигл-2065 по формулам (3.9), (3.10), (3.11). Наименьшую по-
грешность дает формула (3. 13). В качестве расчетной величины
массы крыла рекомендуется принимать среднее арифметическое,
полученное по различным формулам.
Расчет массы крыла планеров и мотопланеров лучше проводить
по формуле Чернобровкина [28]:
т _ то — 1^1/( ЮОср) + 2,9$ + 5] . q 1 г-
'° 1+О,85-1О-5Лр/(Х/7о+17) ' ( • )
Состав массы крыла легких самолетов по элементам (в %):
Силовая и несиловая обшивка (без элеронов и механизации) . 35 ... 40
Лонжероны........................................... 23 ... 28
Стрингеры..............................................4... 8
Нервюры................................................8 ... 10
Узлы, стыки............................................3 ... 4
Элероны, закрылки, предкрылки, интерцепторы............10... 15
Крепеж и прочее........................................4 ... 6
Поверхностная плотность (кг/м2) закрылков и элеронов лег-
ких самолетов может быть определена при эскизном проектирова-
нии по следующим формулам:
g3 = k3 (4 + 0,35/73/100); (3.16)
^эл ==^эл (4,5 + 1,6<7тахтах/1000), (3. 17)
где р3=400... 1000 даН/м2; k3—1,0 — однощелевые шарнирные за-
крылки; #3= 1,3 — однощелевые закрылки Фаулера; k3= 1,5 — двух-
щелевые закрылки Фаулера; /гэл«1,45 — коэффициент, учитываю-
щий наличие балансировочных грузов; ^тах тах — расчетный скоро-
стной напор, даН/м2.
Массу крыла при проектировании можно снизить с помощью
комплекса мероприятий, основными из которых являются (при из-
вестных размерах крыла, заданных значениях ресурса и нагрузок):
повышение уровня напряжений (главным образом критиче-
ских напряжений потери устойчивости) и жесткости тонкостенных
силовых элементов крыла, что может быть достигнуто применени-
ем композиционных материалов, сотовых конструкций, конструк-
2* 35
ций с заполнителем из пенопластов, клееклепаных конструкций.
Это мероприятие может дать экономию 10... 15% массы крыла;
— снижение объемной плотности материала несиловых элемен-
тов крыла с помощью применения пластмасс, стеклопластиков и
т. п. Эта мера может привести к экономии 7. . . 10% массы крыла;
— отказ от конструктивных разъемов крыла по размаху, что
может дать дополнительную экономию 2,5 ... 3,0% массы;
— уменьшение количества деталей и стыков, что может дагь
2 . . . 3% экономии массы крыла;
— применение интерцепторов в качестве органов поперечною
управления самолетом (взамен элеронов), что может дать эконо-
мию 1,5... 2,0% массы крыла (подробнее см. гл. 2);
•— технологические мероприятия, направленные на повышение
уровня напряжений элементов конструкции, снятие излишней мас-
сы, применение минусовых допусков и т. п. С помощью этих мер
можно получить снижение массы крыла на 2...3%.
Таким образом, тщательная конструктивно-технологическая
проработка чертежей крыла, применение новых материалов могут
привести в сумме к снижению массы крыла легких самолетов на
25.. . 30% [17].
Массу крыла, которую дают формулы (3. 9) ... (3. 12), надо рас-
сматривать в качестве верхней среднестатистической величины.
Формула (3. 13) предусматривает применение новых материалов.
Масса фюзеляжа
Для расчета массы однобалочного фюзеляжа легких самолетов
(при расчете т0 во втором приближении) можно воспользоваться
следующими формулами *.
Формула Арефьева:
тф=к11ф(Ьф+кф') — k2. (3.18)’
Здесь /ф, Ьф, Иф — длина, ширина и высота фюзеляжа, м;
/51 = 24,4; &2=720'—для самолетов с двумя ТВД на крыле, -
чение фюзеляжа круглое (Ьф=Иф=(1ф);
/51 = 37; /го = 460— для самолетов с двумя ТВД на крыле; cei.
ние фюзеляжа прямоугольное;
feI = 38; k2= 130—для самолетов с ТРД на фюзеляже; сечение
фюзеляжа круглое;
&и = 24,4; &2 = 460 — для самолетов с ТРД на фюзеляже; сече-
ние фюзеляжа прямоугольное.
Формула Хоуви [30]:
Шф = k3 pVn [ 1,85 + Zr.o [Ьф+Лф)] F\2, (3. 19),
где Рп — скорость пикирования**Дм/^ /г.о — плечо горизонтально! о j
оперения относительно центра масс самолета, м; Тф — боковая по- |
* Масса двухбалочных фюзеляжей легких самолетов рассмотрена, например,
в [5], гл. 6.
** Для гражданских неманевренных самолетов Рп = Ткрейс + 31,4 м/с.
36
верхность фюзеляжа, м2; £3=0,086 —для самолетов с шо<6ООО кг;
^3=0,078 — для самолетов с /?г0=6000 . .. 10000 кг.
Предлагаемые нами формулы [4]:
тф=~- 1,14£с.у (1 + 0,4дизб) 1ф5то\ (3. 20)
+ = £%+ (3.21)
где
цф = Ы/4«Р.Ф(1 + 0,4- 10~+рейс) (1 + 0,4/?изб) + 1,38^ф; (3. 22)
+ = 2,6/ф/7ф.экв. (3.23)
Здесь тф в кг, £ф в кг/м2, Дф в м2, 1/крейс — в м/с; £с.у=1,0 — если
двигатели не соединены с фюзеляжем; kc. у= 1,14 — если двигатели
установлены на фюзеляже; рПзб — избыточное давление в гермока-
бине на наибольшей эксплуатационной высоте полета, даН/см2;
Vh-рейс в м/с, пр. ф — расчетная перегрузка фюзеляжа; &4=0,08—
для самолетов с ТВД на крыле (т0< 10000 кг); й4=0,096 — для са-
молетов с ТРД на фюзеляже (ш0< 10000 кг); с/ф.Экв — диаметр,
рассчитанный по миделю фюзеляжа, м.
Результаты расчета массы фюзеляжа по приведенным форму-
лам даны в табл. 3. 3, из которой видно, что формулы в основном
обеспечивают приемлемую точность. Наименьшую среднеквадра-
тичную погрешность (3,02%) дает формула (3.20). Как и при рас-
чете массы крыла, рекомендуется пользоваться всеми проверенны-
ми формулами массы конструкции фюзеляжа, включая приведен-
ные выше. В качестве расчетной величины тф при определении т0
второго приближения следует принять среднее арифметическое по
всем формулам.
Для фюзеляжа характерно уменьшение относительной его мас-
сы с ростом тп (рис. 3. 1). График тйф(то) можно использовать
для проверки результатов расчета тф легких самолетов.
На долю обшивки, стрингеров и шпангоутов приходится 60...
65% массы фюзеляжей легких самолетов. Процентный состав мас-
сы фюзеляжей:
Обшивка.....................................26... 30
Стрингеры и лонжероны......................' 12... 15
Шпангоуты...................................20... 22
Пол.........................................6.9
Фонарь......................+ о ' 12
Окна........................................3 5
Двери-трапы, люки...................... . 6... 8
Прочее (перегородки, соединения, багажник, герметизация,
крепеж) . . 7 9
Применение новых материалов в конструкции фюзеляжа может
привести к снижению его массы на 15 . . . 20% [17].
Например, пол кабины сотовой конструкции с применением стек-
ло- или углепластика (соты из полимерной бумаги высотой 9—
10 мм) имеет поверхностную плотность около 3 кг/м2, а трехслойный
пол из фанеры и пенопласта (пакет 15 мм) старой конструкции —
4,5 кг/м2, т. е. в 1,5 раза больше.
37
3.3. Расчет массы фюзеляжа легких самолетов
Характеристики Ан-14 Бе-30 Л-410 Лир-Джет-28 В-101С АК1121 •Драгой* .Г ерон* •Дав*
Исходные данные /и0, кг 3500 5700 5100 10660 5670 6350 8618 6124 3990
/ф, м 11,36 14,9 12,89 20,12 11,25 14,5 14,45 14 11,5
б/ф, м 1,65x2,14 1,62X1,98 2,38 2,39 1,53 1,65 1.9 2,0 1,655
Ризб, даН/см2 0 0 0 0,83 0,6 0,3 0,4 0 0
Яр. ф 4,2 4,2 4,5 4,01 5,5 4,75 4,27 5,5 5,5
Ркрейс, КМ/Ч 180 460 360 519 640 650 750 350 350
5м, м2 3,54 3,21 4,45 4,5 1,84 2,14 2,84 3,14 2,15
Ро, кг/м2 82,33 178 157 220,7 255 225 269 132 129
S, м2 39,72 32 32,5 48,3 22,2 28,2 32 46,4 30,9
Фактическая масса /Иф, кг 330 565 621 1166 504 655 880 540 340
Расчетная масса по (3. 18), кг 350 590 650 1190 523 591 915 560 305
погрешность, % +6 +4,32 +4,7 +2,06 +3,78 -9,71 +2,82 +3,7 -10,3
по (3.19), кг 308 585 590 1178 504 725 850 585 380
погрешность, % —6,67 +3,54 -4,98 + 1 0 +10,4 -4,4 +8,3 + 11,5
по (3. 20), кг 330 573 629 1099 493 645 865 525 354
погрешность, % 0 + 1,5 + 1,28 -5,74 -2,1 -1,6 -3,92 -2,7 +4
по (3. 21), кг 330 567 600 1220 529 612 884 580 351
погрешность, % 0 -0,71 -3,38 +4,62 +4,96 —6,56 -0,56 +7,4 +3,24
Рис. 3.1. Относительная масса фюзеляжа легких самолетов:
1—Цессна-195А; 2—Beech-65; 3—«Дав»; 4—Twin Pioneer; 5—«Герои»;
6—Пайпер РА-20; 7—Як-18; 3—ЯК-12А; 9—IAI В-101С; 10—АК-1121;
П—Ан-4; 12—Бе-30; /3—Л-410
Масса оперения
При расчете (т0)п можно использовать следующие формулы
массы оперения легких самолетов.
Формулы Хоуви [30] для легких неманевренных самолетов с
/по<8000 кг:
/пг.0=7,25^ [0,4 + (Укрейс+113)/935]; (3. 24)
/пв.о=6,85^[0,4+(УЧ)ейе + 113)/1100]. (3.25)
Здесь Укрейс в км/ч.
Предлагаемая нами формула для определения значения поверх-
ностной плотности оперения gon, кг/м2, входящей в формулу
mon=mrM-{-mB,o=goaSon, (3.26)
имеет вид
ё’ои—^м (4.4 4~0,8 • 1О-3/По). (3.27)
Коэффициент kv учитывает скорость полета:
^0,6434-1,02- Ю-3Укрейс. (3. 28)
Здесь itlq в кг, Укрейс в км/ч.
Коэффициент kK учитывает маневренность самолета, kM— 1,0 —
неманевренные самолеты; /гм= 1,5 — маневренные самолеты.
Результаты расчетов по приведенным формулам сведены в
табл. 3. 4.
Распределение массы оперения легких самолетов по элементам
таково (в %):
Лонжероны и стрингеры............. . . , . . . 35... 38
Обшнвка.......................................40... 44
Нервюры 7 .". 9
39
Узлы крепления....................................................4.6
Прочее (законцовки, балансиры рулей, триммер, крепеж и т. п ) 10. .12
3. 4 Масса оперения легких неманевренных самолетов
Хаьаьгерисгики АК 1121 J-410 Лирчжет-28 Бе-30 Ан-14
ш0, кг 6350 5100 10660 5700 3500
Sr о, м2 6,43 9,30 10,40 9,00 8,04
Sb 0, М2 4,60 6,52 8,12 5,16 7,54
Son, М2 11,03 15,82 18,52 14,16 15,58
Гн рей с, КМ/Ч 700 360 600 480 190
kv 1 ,357 1,01 1,25а 1,132 0,837
топ фактическая, кг 145 140 304 150 106
топ по Хоуви, кг 143,2 136,5 227 150 115,4
Погрешность, % — 1,2 —2,5 —25,5 0 9
т0|1 по (3. 26), кг 142 142 300 143,7 94
Погрешность, % -2,4 + 1,2 -1 ,2 —4,5 -13
Применение композиционных материалов в конструкции опере-
ния легких самолетов может дать экономию 20 . .. 25% массы опе-
рения [17].
Интересную возможность снижения массы горизонтального опе-
рения (ГО) можно получить в случае двухбалочного фюзеляжа.
Такой фюзеляж иногда применяют на сельскохозяйственных само-
летах (например, на самолете М-15). Двухопорная схема крепле-
ния ГО может оказаться весьма рациональной также и для легких
грузовых самолетов и экранопланов.
Площадь эпюры изгибающих моментов по размаху (Дх) будет
в этом случае наименьшей, если ГО имеет опоры на оптимальном
расстоянии по размаху (табл. 3.5, где q — погонная равномерно
распределенная по размаху нагрузка).
Расчеты показывают, что [х /r.o)opt— (]/ 12 + 2) Д]/12),
где х — расстояние от левого конца ГО до опор (табл. 3.5).
Таким образом,
(М ^.oU==(l/12’-2) (2 /12)=0,211;
(х2 /r.o)opt=(]/12 + 2) (2 ]/ 12)=0,789.
Если считать, что масса лонжеронов, воспринимающих Л4ИЗГ, со-
ставляет 25 ...30% массы стабилизатора, то горизонтальное опе-
рение с двумя оптимально расположенными опорами (схема 2) мо-
жет иметь массу на 20 . .. 25% меньше массы обычного консольно-
го ГО (схема 3).
Замена ГО (i]r. 0=1) на двух крайних опорах (схема 1) опере-
нием той же площади с оптимально расположенными опорами
[схема 2 при щ 0=1; (сг. о, 7)= const] позволит уменьшить массу
ГО также на 20 . . . 25%. При этом улучшатся несущие свойства ГО
вследствие роста его удлинения.
40
3.5. Изгибающие моменты, масса горизонтального оперения
и определяющие их параметры в зависимости от расположения опор
Характеристика Эпюры изгибающих моментов
tr,o X [-с
(хЦт.о) , % max Мизг. max/(% Гог.о, % 0,5 100 200 103 . . . 106 0,211; 0,789 17,8 24 75 . . .80 0,5 100 100 100
Масса шасси
При расчете тш удобнее пользоваться относительной массой
шасси: тш = 1Пш]тГ1. Для массы колесного шасси с носовой опорой
можно использовать формулу Шейнина, несколько модифициро-
ванную нами применительно к легким самолетам:
Uo6,(K,,+11,3)- 10“3 + 0,06256ш у К?! (1 +Аи.гл) 4-0,005,
(3. 29)
где &кон=1 — если основные опоры шасси выполнены из стали сред-
ней удельной прочности (например ЗОХГСА), &Кон=0,65 — если из
металла высокой удельной прочности (например, ЗОХГСНА, ВТ-20,
ВТ-22); &обт=1 —если на колесах неубирающегося шасси не име-
ется обтекателей, &обт=1,05— если на колесах есть обтекатели,
#обт=1,2 — если обтекатели для шасси на фюзеляже по типу са-
молетов «Фрегат», Л-410, GAF-24 «Номад» и т. п.; km= 1,0 — если
шины с обычными камерами, &ш=0,93 — для бескамерных пнев-
матиков; рт гл — давление в шинах главных колес, даН/см2;
гл — длина главной опоры шасси от поверхности ВПП до шар-
нира поворота стойки или до узла крепления, м.
В случае неубирающегося шасси относительную массу крыла и
фюзеляжа следует уменьшить на 1,0. . . 1,5% от то — при наличии
гидро- или пневмосистемы и на 2 ... 3% — если от гидро- или
пневмосистемы решено отказаться в связи с применением неуби-
рающегося шасси.
Результаты расчетов по формуле (3. 29) даны в табл. 3. 6.
Для лыжного варианта самолета расчет массы шасси проводят
следующим образом.
Из массы шасси вычитается масса колес (известная по катало-
гам) и добавляется масса лыж:
^ЛЫЖ^,1ИЖ>
41
3.6. Расчет массы шасси легких самолетов с передней опорой
Характеристики ! Ан-14 Бе-30 АК 1121 1 В101С Цессна 170 а Э «Герои, Л-410 £
Исходные данные /По, кг 3500 5700 6350 5670 990 3990 6124 5100]
гл> м ~1 2,2 ~1 ~1 1,5 ~1 ~1 ~1
Рш. гл 4 4,5 6* 6* 4 4 4 4
^кон 1 1 0,65 0,65 1 1 1 1
&обт 1 1 1 1 1,05 1 1 1,2
А’ш 1 1 0,93 0,93 1 1 1 1
фактическая масса тш 0,0483 0,053 0,0365 0,0355 0,052 0,045 0,0457 0,0514
Расчетная масса тш 0,0473 0,0536 0,0363 0,0363 0,0513 0,0473 0,0473 0,0509
по (3.29) Погрешность, % —2 +1,3 -0,5 +2,2 -1,3 4-5 +3,6 —0,9
* Для аэродромов с искусственным покрытием
где £лыж=30 ... 35 кг/м2 — поверхностная плотность лыж; ЗЛЫж —
площадь лыж в плане, м2, 5лыж—шр/Рлыж; Рлыж — 1000 кг/м2 — для
снега.
Таким образом, в среднем, тЛЫ1к = 32,5-1О“3/?7о кг; тЛы® = 0,0325.
При проектировании поплавкового варианта самолета масса по-
плавков определяется при запасе плавучести 100%: тпопп=
== 7попл^попл, где <?попл=40 . . . 50 кг/м3.
Нижний предел плотности конструкции дПОпл соответствует по-
плавкам из степлопластика, верхний — поплавкам из алюминиевых:
сплавов. Определение потребного объема иПопл см. в [24].
3.2. 2. Масса силовой установки
Массу силовой установки можно определить по формуле
^с.у ^дв ^проч’
где тдв — масса всех сухих двигателей без системы запуска и без
винтов (для ПД и ТВД); тпроч — масса гондол двигателей, узлов
установки, системы запуска, масляной системы, охлаждения (для
ПД), воздушных винтов (для ПД и ТВД), топливной системы, си-
стемы огнетушения, масса противопожарных перегородок, управле-
ния двигателями и т. д.
Выразим массу ПД и ТВД, а также шПроч в функции мощности:
/?1с.у==Л'о(удв + &с.у), (3.30)
где No — стартовая мощность всех двигателей, л. с.; y№=fn№/N0 —
удельная масса двигателей, кг/л. с. Если значение удв не извест-
но, то его можно найти по приближенным формулам.
Для ПД воздушного охлаждения
уд„ = 0,9 — 0,0127V0-5. (3.31)
42
Рис. 3. 2. Зависимость удельной
массы ТРД и ДТРД от старто-
вой тяги двигателя:
Z—Астафан; 2—Марборе-П; 3—Лас-
со МД-30; 4—Габнзо; 5—Гудрон; 6—
1Т-12А-6; 7—BS-75; 8—ITF-10A; 9—
RB-163; /0—Эвой RA.29; ZZ—CI-805;
12—Спей.25; Z3—1-85; 14—Орфей;
15—Испано-Сюнза R-804; 16—АИ-25;
17—Ларзак М-49; 18—TFE-731-2; 19—
1Т-15Д; 20—ATF-3; 21—Авко ALF-501;
22—13-1Н1-Г; 23—Абнск-1А; 24—
М-45Н-01; 25—M-45F-3
Для ПД жидкостного охлаждения
0,012№>Б. (3.32)
Для ТВД удв = 0,18 ... 0,22 (при
мощности одного двигателя Aoi>
£>300 л.с.). Коэффициент kcy легких
самолетов с ПД и ТВД лежит в пре-
делах; &с.у = 0,5 ... 0,6 — самолеты с
ПД; &су = 0,22 ... 0,25 — самолеты с
ТВД. С увеличением числа двигателей
в указанных пределах. По аналогии с
новки легких самолетов с ТРД и ДТРД равна
^с.у = ^0 (Тдв~Н ^с.у)’
значение /гс.у увеличивается
(3.30) масса силовой уста-
(3.33>
где Ро •— стартовая тяга всех двигателей, даН.
Удельная масса ТРД и ДТРД удВ=тдв/Р0 весьма сложно зави-
сит от стартовой тяги (рис. 3. 2).
Коэффициент kc,7 в формуле (3. 33) зависит от количества дви-
гателей:
Пдв
Лс у
12 3 4
0,114 0,120 0,128 0,144
3. 2. 3. Масса оборудования и управления
Для легких-еа-молетов по статистике (рис. 3. 3) масса одинар-
ного управления, в среднем, равна тупр=0,0135 то. Сдвоенное уп-
равление имеет массу
ЩупР = 0,02 т0.
Запишем массу обору-
дования легких самолетов
в виде следующей суммы:
/По6 ^об.о I ^об,с.
Рис. 3.3. Масса управления
легких самолетов:
Z—Ан-14; 2—Бе-30; 3—В-101С; 4—
АК-1121; 5—«Дав»; 6—«Герои»: 7—
Не-64; 8—Ме-108; 9—«Квант»; 10—
Ме-109; Спитфайр; /2—Эркобра;
13—л-410
43
где тОб. о — масса оборудования самолетов общего назначения, не-
обходимого для безопасного полета, перевозки пассажиров и эки-
пажа; /Лоб. с —масса специального оборудования, связанного со
специальным назначением самолета (для сельскохозяйственных
работ, санитарной службы, геологоразведки, патрулирования
и т. п.).
При расчете (/n0)n, можно принимать:
— для спортивных самолетов т0&= (0,045 ... 0,05) т0;
— для легких пассажирских самолетов
лгоб = 200 + 0,06то + 0,2/лц.н(1+0,ир 1/рейс). (3.34)
Массу оборудования можно уточнить в дальнейшем путем диф-
ференциации его состава. Так, массу оборудования общего назна-
чения можно записать в виде суммы масс электрооборудования
(/^эл. об), радиооборудования (шр. об), гидропневмооборудованпя
(тТП, об), аэронавигационного оборудования (тан. 0), бытового обо-
рудования (л?б. Об), антиобледенительного оборудования (тач. об),
противопожарного оборудования (тп. Об), прочего оборудования
(^пр. об) •
Статистика по массе некоторых групп оборудования «общего на-
значения» приведена в табл. 3. 7.
3. 7. Масса оборудовании легких пассажирских самолетов с двумя двигателями
Масса Ан-14 Бе-30 .Дав- ,Герон“ АН 1121 В-Ю1С
Шо, КГ 3500 5700 3390 6124 6350 5670
тал. об, кг 142 280 260 164
/Пэл. об» % 4,05 4,91 4,1 2,9
mv. об, кг 90 80 93 93 88,5
/Ир. об» % V 2,57 1,4 2,33 1,52 1,4
7ПГп. об, КГ 18,8 80 29
«ГН. об, % \/ 0,537 1,4 0,511
тан. о, кг 27,5 50 45,4
тя„. о, % v 1,36 0,877 0,714
Следует иметь в виду, что масса электрооборудования однодви-
гательных самолетов меньше, чем двухдвигательных (табл. 3.7).
Можно считать, что на легких самолетах общего назначения с од-
ним двигателем тэл. об ~ 0,032 ... 0,034. На спортивных самолетах
йэл. об — 0,026 . . . 0,028.
На самолетах с малой дальностью полета (спортивные, сель-
скохозяйственные и т. п.) масса радиооборудования значительно
меньше указанных в табл. 3. 10 значений и составляет:
3 . .. 6 кг — спортивные самолеты;
12 ... 20 кг — сельхозсамолеты.
Если на самолете установлено неубирающееся шасси, то гидро-
пневмосистему можно не устанавливать (за включением тормозной
системы колес массой 8 ... 10 кг).
44
Масса бытового оборудования (кресла, теплозвукоизоляцпя,
кондиционирование, декоративная отделка) составляет
^б.об^ 12(/znac-j-ra3K). (3.35)
Антиобледенительное оборудование, устанавливаемое на много-
целевых самолетах, имеет массу
^ан.об — 3/, (3.36)
где I — размах крыла, м; 3 — статистический размерный коэффи-
циент.
Масса противопожарного оборудования, устанавливаемого в ка-
бине легких самолетов, составляет 3 ... 5 кг.
Прочее оборудование (швартовочное, приборы контроля систем,
разрядники статического электричества и т. п.) имеет массу 2 . ..
7 кг — в зависимости от размеров и массы самолета.
Масса специального оборудования обычно известна из техни-
ческого задания на проектирование легкого самолета. Например,
масса сельхозоборудования для опрыскивания при бункере для хи-
микатов из стеклопластика
/пс..х.об=0,079/пх4-38. (3.37)
Здесь z?zx — масса химикатов, кг.
Масса специального медицинского оборудования легкого само-
лета, рассчитанного на перевозку двух больных и двух медработ-
ников, составляет примерно 120 кг.
3. 2. 4. Масса топлива
При расчете (/п0)п может быть использована следующая фор-
мула для массы топлива:
Z7Zr Щр.расх Ч-^н.з Н-^г.ост» (3.38)
где тт. расх — масса расходуемого топлива', шн. з — навигационный
запас; тт. ост — невырабатываемый остаток (для легких самолетов
Щт. ост 0,002 Шр).
В свою очередь
^г.расх ^г.зем ^г.наб Н- ^г.крейс Н- ^г.с» (3- 39)
где тт. зем — масса топлива, расходуемого на земле (при прогреве
двигателей, рулении, разбеге); тт. наб — масса топлива, расходуе-
мого при наборе высоты и разгоне; тТ. крейс — масса топлива, рас-
ходуемого на основном (крейсерском) режиме полета; тт. с — мас-
са топлива, расходуемого при снижении самолета и заходе на по-
садку.
Все составляющие сумм (3.38) и (3.39), кроме тт. 0Ст> можно
выразить в общем виде для самолетов с ТРД и ДТРД так:
а для самолетов с ПД и ТВД в виде
tn-^N jCeiti,
45
где Pi, Ni — потребные тяга и мощность на данном этапе полета,
определяемые из аэродинамического расчета; cpi, cei •—удельные
часовые расходы топлива, известные для принятого двигателя; t; —
время на данном этапе полета, определяемое из аэродинамического
расчета или по приближенным формулам (см., например, рабо-
ту [6]).
Обычно £эем=0>Ю ... 0,16 ч. В соответствии с практикой эксплуа-
тации легких самолетов за рубежом ^.3=0,5 ч — для самолетов,
имеющих время между посадками не более одного часа; tu.3=
= 0,75 ч — для многоцелевых самолетов при визуальном полете.
Потребная тяга при полете легких самолетов с навигационным
запасом соответствует обычно режиму /(шах и может быть принята
Р„.з = О,95то'Мтах,
где /<тах — максимальное аэродинамическое качество.
3. 2. 5. Методика расчета (т0)п
Взлетная масса самолета во втором приближении (т0)п нахо-
дится по уравнению баланса массы
(/По)п=/И1<он + /Иупр + /гас.у + /гаоб + /^служ + /Иц.н + /гатоп, (3- 40)
где составляющие правой части берутся по формулам (3. 9) . ..
(3. 39).
Так как эти составляющие сами являются функциями т0, то ре-
шение достигается методом итерации (последовательным прибли-
жением). Для этой цели вначале вычисляются слагаемые правой
части уравнения (3.40) при (m0)i, где (m0)i берется по формуле
(3.2). Обычно (пг0)п не совпадает с (т0) ь Поэтому расчет повто-
ряется при некоторых последовательно задаваемых значениях
(mo) i До тех пор, пока сумма правой части не станет равной по-
следнему заданному значению (то)«, т. е. когда разность
| (то) п — (то)<| не станет равной нулю (с некоторой допустимой
невязкой).
Такой расчет обычно выполняется с помощью ЭВМ. Графиче-
ская схема его дана на рис. 3. 4.
Рис. 3.4. Схема расчета
взлетной массы самолета
во втором приближении
ГЛАВА 4
КОМПОНОВКА И ЦЕНТРОВКА
В процессе компоновки самолета производится пространствен-
ная увязка силовых элементов конструкции с размещением целе-
вой нагрузки, топлива, силовой установки и оборудования — из ус-
ловия заданного (оптимального) положения и допустимого диапа-
зона центровок.
Таким образом, центровка является одним из ограничений ком-
поновки, а сам процесс определения центра масс самолета ведется
параллельно с компоновкой.
Компоновка самолета условно разделяется на аэродинамиче-
скую, объемную, силовую и весовую. Цель такого разделения со-
стоит в том, чтобы вначале отдельно оптимизировать компоновку
по аэродинамическим, весовым и объемным характеристикам, а за-
тем синтезировать эти «частные» компоновки с учетом соображе-
ний удобства и безопасности эксплуатации, экономики, комфорта,
шума на местности и т. п.
Исходными (известными) материалами при компоновке явля-
ются:
— технические требования к самолету;
— взлетная и посадочная массы самолета (номинальные и мак-
симальные значения);
— масса пустого самолета;
— параметры крыла;
— состав и масса целевой нагрузки, условия ее размещения;
— состав, габариты и массы элементов оборудования;
— тип, количество, масса и габариты основных и вспомогатель-
ных двигателей;
— номинальная и максимальная масса топлива;
— количество членов экипажа;
— желательное положение центра масс самолета при взлете,
желательный диапазон центровок;
— эксплуатационные и другие требования к размещению обо-
рудования, топлива, двигателей и целевой нагрузки (габариты лю-
ков, окон, дверей, трапов и т. п.).
Для определения длины фюзеляжа в процессе компоновки лег-
ких самолетов можно воспользоваться следующей формулой:
— ^Н.ч ^хв.ч
Ср.Ч’
(4.1)
где 1Н. ч и ZXB. ч — длина носовой и хвостовой части фюзеляжа;
1ср. ч — длина кабины для размещения целевой нагрузки (цилинд-
рический средний участок фюзеляжа).
Большие.значения /н.ч+^Хв.ч (рис. 4. 1) соответствуют компонов-
кам двигателей на фюзеляже, меньшие значения — на крыле (рис.
4. 1 используется для компоновки первого приближения). Длина
кабины
^ср.ч= 1 + [(Л„асМ) - 1] /ш.к+ А/, (4. 2)
47
Рис. 4. 1. Длина носовой и
хвостовой частей фюзеляжа
легких самолетов:
/—двигатели на крыле; 2—дви-
гатели на фюзеляже
где ^пас — число пассажирских мест; т — число пассажирских мест
в поперечном ряду; /ш. к— шаг кресел, м; Д/=/т+/баг — длина туа-
лета и багажника, м.
Если время полета менее двух часов, то на легких самолетах
туалет можно не устанавливать и ZT = 0. Часто багажники распо-
лагают в носовой и хвостовой частях фюзеляжа. В этих случаях
^баг== О'
Плечо ГО, определяемое длиной хвостовой части фюзеляжа,
можно при необходимости увеличить применением стреловидного
вертикального оперения, на котором размещается ГО.
4. 1. ОСНОВНЫЕ ПРАВИЛА КОМПОНОВКИ
Практика конструирования легких самолетов выработала не-
сколько основных правил их компоновки.
1. Плоскость воздушных винтов ПД или ТВД не должна пере-
секать места расположения людей на борту.
2. Если число пассажиров более 4 ... 6, необходимо одно из
окон пассажирской кабины совмещать с аварийным люком разме-
ром не менее 0,5ХОД м. Аварийный люк должен быть выше ватер-
линии на случай приводнения.
3. Центр масс топлива, пассажиров и грузов следует распола-
гать возможно ближе к центру масс пустого самолета.
4. Для улучшения характеристик устойчивости и управляемости
самолета необходимо стремиться к уменьшению разноса масс ио
размаху крыла и длине фюзеляжа.
5. Линия тяги двигателей на боковой проекции самолета долж-
на проходить возможно ближе к центру масс самолета, чтобы ис-
ключить влияние режима работы двигателей на положение рулей
высоты.
6. Воздушные винты должны располагаться на достаточном рас-
стоянии от травяного или снежного покрова, если самолет будет
эксплуатироваться на грунтовых неподготовленных аэродромах.
Воздухозаборники двигателей следует защищать от попадания
грязи п камней с земли, а также от воды в случае проектирования
гидросамолета.
48
7. Легкие многоцелевые самолеты должны допускать переобо-
рудование колесного шасси на лыжное и поплавковое.
8. Конструктивно-силовая схема, разрабатываемая в процессе
компоновки, должна обеспечивать простую технологию общей и аг-
регатной сборки, удобное расположение люков и разъемов для до-
ступа к силовой установке, оборудованию и управлению в процессе
обслуживания и ремонта.
Специфические требования к компоновке легких самолетов раз-
личного назначения изложены в гл. 7, 8, 9, 10.
Рассмотрим более подробно аэродинамическую, объемную, сило-
вую и весовую компоновки легких самолетов.
4.2. АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ КОМПОНОВКА
Цель этого вида компоновки в том, чтобы обеспечить летные
данные не хуже требуемых ТЗ при безусловном соблюдении всех
других ограничений по устойчивости, управляемости и безопасности
полета, комфорту, шуму на местности в районе аэропорта, удобст-
ву изготовления, эксплуатации и т. д.
Аэродинамическая компоновка практически сводится к тому,
чтобы:
1) обеспечить наибольшие значения аэродинамического качест-
ва и СУащах, наименьшие значения Сха при оптимальных парамет-
рах крыла и других агрегатов и наиболее рациональной схеме са-
молета;
2) добиться наименьшего вредного и наибольшего полезного
аэродинамического взаимовлияния частей самолета;
3) получить плавное развитие срыва потока при а^акрИт- Же-
лательно, чтобы срыв начинался в корневой части крыла и распро-
странялся к его концу;
4) обеспечить устойчивую работу воздухозаборников реактив-
ных двигателей и самих двигателей во всем допустимом диапазоне
углов атаки и скольжения;
5) усилить положительное влияние поверхности земли как
экрана;
6) обеспечить эффективность управляющих поверхностей во
всем диапазоне углов атаки, включая закритические (при свалива-
нии, штопоре);
7) увеличить число М1(рпт околозвуковых легких самолетов;
8) ликвидировать местные застойные зоны и нежелательные
вихревые течения.
Для достижения перечисленных целей конструктор может вос-
пользоваться следующими средствами:
— уменьшить до рационального минимума смачиваемую по-
верхность самолета (оптимизировать площадь крыла и других аг-
регатов) ;
— свести до возможного минимума мидели ненесущих частей
самолета (фюзеляжа, обтекателей, гондол двигателей);
49
530 ±30
7
Рис. 4. 2. Допустимые позы летчиков на легких само-
летах:
а—легкие самолеты для народного хозяйства; б—спортивные
акробатические самолеты; е—экспериментальные самолеты, мо-
топланеры
50
7
Рис. 4.3. Компоновка легкого самолета Як-18Т (СССР):
/—воздушный винт В 530Т-Д35; 2—поршневой двигатель М14; 3—регулятор шага винта: 4—генератор; 5—масло-
бак; 6—антенна; 7—проблесковый огонь; 8—штуцер пневмоснстемы; 9—бензопомпа; 10—карбюратор
— оптимизировать площадь и плечо горизонтального оперения,
а также степень продольной статической устойчивости самолета с
целью снижения балансировочного сопротивления,
— выбрать оптимальною степень механизации крыла, исходя
из решения противоречия между приростом массы и Суа различных
видов механизации,
— стремиться к схемам «среднеплан» или «полунизкоплан» —
с минимальными зализами между крылом и фюзеляжем,
— применить специальные законцовки крыла для уменьшения
вихреобразования и индуктивного сопротивления,
— стремиться применять более простую крутку профилей
(аэродинамическую, а не геометрическую крутку) по размаху кры-
ла В частности, хорошие срывные характеристики (начало срыва
в корне крыла) дает простое уменьшение относительной толщины
крыла по размаху — от 18 до 11 Дело в том, что большинство про-
филей, применяемых на легких самолетах, имеет Cva max при 1х
«12°/о, и срыв на плоском крыле (без геометрической крутки) на-
чинается в корневых сечениях,
— применить ламинаризированные (для умеренных чисел М)
или суперкритические (для околозвуковых чисел М) профили
— установить перегородки (гребни) для устранения нежела-
тельных течений п вихреобразований (например, на нижней поверх-
ности фюзеляжа в районе задней кромки крыла низкоплана),
— создавать положительные градиенты давления, увеличивать
энергию пограничного слоя в потенциальных застойных зонах
4 3 ОБЪЕМНАЯ КОМПОНОВКА
Этот вид компоновки делается для увязки объемов служебной
и целевой нагрузки, топлива, оборудования и управления с объе-
мами крыла и фюзеляжа При этом уточняются, в частности, быто-
вое оборудование и интерьер кабин, принимаются решения о вход-
ных устройствах в самолет, т е решаются вопросы, связанные с
компоновкой кабин
Данные по удельным объемам для размещения пассажиров в
кабинах легких самолетов приведены в гл 7 Багаж пассажиров,
почта и грузы размещаются, исходя из следующих удельных объе-
мов 120 кг/м3—багаж пассажиров, 270 кг/м3— почта, 300 кг/м3 —
грузы
Объем и размеры кабины пилотов зависят от количества чле-
нов летно подъемного состава (в соответствии с ТЗ), от способа
размещения и допустимой позы летчиков (рис 4 2)
На рис 4 3 дана боковая проекция компоновочного чертежа
транспортно связного самолета На рис 4 4 представлена компо
нсвка кабин легкого реактивного пассажирского самолета, а на
рис 4 5, 4 6 — компоновка легкого многоцелевого самолета для
народного хозяйства в санитарном (рис 4 5) и грузовом (рис 4 6)
вариантах
52
Рис 4 4 Компоновка кабин самолета «Джет Драгон» (Ангтия)
Рис 4 5 Компоновка кабины самолета в санитарном варианте
53
Рис 4 7 Интерьер пассажирской кабины самолета
«Фолкон-10» (Франция)
54
Рис 4 8 Интерьер пассажирской кабины самолета
«Корвет» (Франция)
Рис 4 9. Интерьер кабины сам'
лета Мицубиси MU 2 (Япония)
55
Рис 4 11. Трап-дверь на легком Рис 4 12 Подножка, выпускто-
самолете щаяся при открытии двери
Рис 4 13 Трап дверь с тросовой
опорой на легком самолете
56
Рис. 4. 14. Пилотская кабина самолета Мицубиси MU-2
Рис 4 15 Приборная доска самолета Ан-14 «Пчелка» (СССР)
57
Рис 4 16 Пилотская кабина легкого туристского са-
молета «Ралье» (Франция)
Для современных легких пассажирских самолетов характерно
применение облегченных пассажирских кресел с укороченными
спинками и без подлокотников (рис 4. 7 и 4 8).
Тем не менее условия размещения пассажиров на современных
легких самолетах соответствуют весьма высокому уровню. Иллю-
страцией этого служат интерьеры, показанные на рис. 47 . . . 4.10.
Важным элементом объемной компоновки является организация
входа и выхода пассажиров (рис 4 11, 4. 12, 4. 13). Подножка, по-
казанная на рис. 4 12, выпускается в процессе открытия двери.
Недостатками встроенных трапов-дверей, показанных на рис.
4.11 и 4 13, являются их большие длина и масса по сравнению с
коротким трапом, приведенным на рис 4 5
Ручное управление легкими пассажирскими самолетами осуще-
ствляется обычно с помощью штурвала (рис. 4. 14, 4. 15, 4. 16).
На спортивных самолетах более удобной считается ручка
(рис. 4. 17).
На рис. 4. 14 4. 17 видна также большая насыщенность при-
борами пилотских кабин современных легких самолетов, особенно
самолетов с двумя двигателями (рис. 4. 14 и 4. 15).
4. 4. СИЛОВАЯ КОМПОНОВКА
Основная цель силовой компоновки самолета состоит в отыска-
нии наиболее рациональных силовых схем крыла, фюзеляжа и опе-
58
Рис 4 17 Кабина спортивного акробатического самолета Z 50L
(ЧССР)
рения В качестве критерия рациональности обычно используется
масса конструкции При этом ограничениями являются габариты,
нагрузки и жесткость конструкции Учитываются и конструктивно-
технологические ограничения габариты и расположение вырезов,
типы и расположение стыков, характеристики материалов.
В последнее время силовая компоновка самолетов все чаще де-
лается с использованием метода конечного элемента (МКЭ)
По МКЭ конструкция агрегата разбивается на конечное число
элементов'—поясов (стержней) и панелей (стенок, пластин). По-
верхность силовой части крыла, например, покрывается сеткой ли-
ний, расположенных вдоль лонжеронов и нервюр Эта сетка расчле-
няет конструкцию на т дискретных элементов в виде поясов про-
дольного силового набора и п элементов в виде пластин (клетки
обшивки, стенок лонжеронов и нервюр) [19]. Расчетная схема по
МКЭ позволяет учесть и взаимное влияние агрегатов в районе
стыка на их напряженно-деформированное состояние.
59
В более общем виде конечный элемент крыла может представ-
лять собою трехслойную пластину с изотропными несущими слоя-
ми и заполнителем, играющим роль стенок лонжеронов и нервюр,
с постоянной или переменной жесткостью [16]. Такой конечный
элемент позволяет по специальному алгоритму определить (и ви-
зуализировать с помощью графопостроителя) потоки главных уси-
лий в продольном силовом наборе и главные потоки касательных
сил в заполнителе (стенках), что дает возможность анализировать
различные силовые схемы и определить наиболее рациональную с
помощью критерия «силовой вес», впервые введенного А. А. Кома-
ровым [15].
Силовой вес (масса) учитывает интенсивность внутренних усилий
и протяженность их действия. Для ферменных конструкций сило-
вая масса имеет выражение:
1 = 1
где п — число стержней фермы; 7V, — усилие в Сом стержне; 1г —
длина стержня.
В безмоментных тонкостенных конструкциях
п
г-1
где п — число элементов, на которые разбивается конструкция;
ЭКВ о
°i — эквивалентное напряжение; 5г — площадь г-го элемента;
6/ —• толщина 1-го элемента.
В общем случае
/П* = J Зшах d"V,
где dv — элементарный объем конструкции; атавх —максимальное
из нескольких случаев нагружения (по нормам прочности) эквива-
лентное напряжение, вычисленное по какой-либо теории прочности.
Силовая масса, как показано в [15], слабо зависит от распре-
деления материала в конструкции и определяется ее силовой схе-
мой. Это обстоятельство позволяет достаточно просто оценивать
относительную эффективность различных силовых схем и близость
их к теоретически оптимальным конструкциям.
Применение МКЭ при проектировании силовой схемы крыла
легкого гражданского самолета (nio=3OOO кг, Х=8, 3 = 30 м2) с
учетом заделки на фюзеляже [22] позволило, например, сделать
вывод о том, что крыло с несколькими моментными узлами стыка
обеспечивает меныпую концентрацию напряжений в зоне узлов
стыка *, чем крепление одним моментным и одним шарнирным уз-
лами. Такое крыло с двумя или тремя моментными узлами (двух-
или трехлонжеронное крыло) имеет на 3...4% меньше силовую
массу по сравнению с однолонжеронным крылом.
* Больше получается и ресурс конструкции.
60
Жесткостные же характеристики равнопрочных крыльев с раз-
личными вариантами заделки на фюзеляже практически одинаковы.
4.5. ВЕСОВАЯ КОМПОНОВКА И ЦЕНТРОВКА САМОЛЕТА
Весовая компоновка и центровка являются составной частью
весового проектирования самолетах [31] и рассматривают сле-
дующие вопросы:
— расчет массы самолета и центра масс (ц. м.), построение
диаграммы ц. м. по времени полета;
— приведение ц. м. в требуемое положение относительно сред-
ней аэродинамической хорды (САХ), а практически относительно
средней геометрической хорды (СГХ) в процессе центровки;
— исследование связей между расположением нагрузки и мас-
сой конструкции, между схемой самолета и массой пустого самоле-
та, вообще — между размерами, нагрузкой и массой;
— изучение влияния различных ограничений на компоновку и
массу агрегатов самолета (например, влияния условий комфорта
пассажиров, ограничений по шуму на местности, требований по ре-
сурсу и т. п.);
— разработка рекомендаций по компоновкам, обеспечивающим
минимум массы агрегатов при заданных ограничениях.
Ниже мы ограничимся вопросами центровки. Расчет массы са-
молета рассмотрен в гл. 3.
4. 5. 1. Расчетные случаи центровки
Центр массы легких самолетов необходимо определять для сле-
дующих случаев эксплуатации.
1. Масса самолета взлетная, номинальная; шасси выпущено;
шасси убрано (для самолетов с убирающимся шасси). Целевая
нагрузка 100%.
2. То же, но целевая нагрузка и ее расположение варьируются
(например, масса целевой нагрузки 0%, 20%, 40% и т. д., располо-
жение ее — в передней части кабины, в задней части).
3. Масса самолета посадочная, шасси выпущено, топливо на бор-
ту превышает навигационный запас на 10... 15%. Масса целевой
нагрузки и ее расположение варьируются.
4. Самолет без нагрузки (пустой, на земле). Этот случай цен-
тровки является проверкой на неопрокидывание (на хвост) самоле-
та, имеющего шасси с передней опорой.
5. Масса самолета взлетная, максимально допустимая; шасси
убрано; шасси выпущено; масса топлива максимально возможная
по объему баков; целевая нагрузка отсутствует или часть ее ими-
тируется для центровки. Этот случай соответствует перегоночному
варианту эксплуатации самолета.
Весовое проектирование рассматривает также вопросы весового планиро-
вания и контроля, расчет моментов инерции самолета и др.
61
4. 5. 2. Основные правила центровки
Практика проектирования и эксплуатации самолетов выработа-
ла следующие основные правила центровки:
— необходимо, чтобы в процессе расходования топлива центр
масс самолета не перемещался или перемещался незначительно
(не более 3% СГХ);
— после сброса целевой нагрузки (химикатов, парашютистов,
грузов и т. п.) центр масс самолета не должен перемещаться бо-
лее, чем на 2 .. . 3% СГХ;
— в процессе сброса целевой нагрузки центр масс самолета не
должен перемещаться более, чем на 10... 15% СГХ (когда, напри-
мер, люк находится в хвостовой части фюзеляжа).
4. 5.3. Проектное положение центра масс.
Диапазон центровок
Проектное (желательное) положение центра масс самолета при
взлете и допустимый диапазон центровок зависят от расположения
фокуса самолета [5], определяемого схемой и параметрами его,
а также от предельно передней допустимой центровки, определяе-
мой эффективностью горизонтального оперения. Для современных
легких самолетов (кроме акробатических, см. гл. 10) классической
схемы (ГО позади крыла) проектное положение центра массобыч»
но находится в пределах:
хг=('0,23.. .0,26)ф/соз х,
где хт=хт/&сгх; хт— координата ц. м.; йсгх —длина СГХ (см.
ниже); % — угол стреловидности крыла по 1/4 хорд.
Для удобства эксплуатации желательно, чтобы диапазон цент-
ровок был возможно большим (^20% СГХ). Поэтому следует
стремиться к тому, чтобы предельно передняя допустимая центров-
ка была равна 16... 18% СГХ, а предельно задняя центровка
36 ... 38% СГХ при запасе продольной статической устойчивости не
менее 5 ... 7% СГХ.
4. 5. 4. Расчет средней геометрической хорды (СГХ)
Средняя геометрическая хорда находится в центре площади
крыла, и в случае трапециевидного крыла (рис. 4. 18) величина
^сгх вычисляется по формуле
Z>crx=А Г т (^ + UJJ11/~А , (4.3)
3 [ (1) +1)2 И X k '
где т] — сужение крыла в плане; S — площадь крыла; X —удлине-
ние крыла.
Координата хсгх (см. рис. 4. 18):
62
Рис. 4.18. К расчету сред-
ней геометрической хорды
трапециевидного крыла
Рис. 4.19. Средняя геометрическая хор
да составного крыла
Если крыло составлено из нескольких трапециевидных в плане
фигур (рис. 4. 19), то величина £>сгх находится по формуле
п
^сгх=(2/5)^(й;)сгх Sh (4.5)
z=i
где' (£ч)сгх — средняя геометрическая хорда какой-либо части
полукрыла; Sj— площадь соответствующей части полукрыла; S —
площадь всего крыла (двух половин).
Положение СГХ в этом случае удобно находить графически (см.
рис. 4. 19).
4. 5. 5. Расчет центра масс самолета
Расчет (рис. 4. 20) ведется по формулам теоретической механики
хт=2/пл/2/П/; (4-6)
Ут=^т1у11^1т1, (4.7)
где т<— масса какого-либо элемента; х,-, Уг— координаты центра
масс элемента.
Относительная координата ц. м. по оси X в %:
63
Расчет центровки делается с помощью центровочной ведомости
(табл 4 1)
4. 5. 6. Методы исправления центровки
Если в процессе центровки и компоновки центр масс самолета
не совпадает с проектным (желательным) положением относитель-
но бсгх , то можно воспользоваться следующими методами при-
ведения ц м. в проектное положение:
1) сдвижением крыла по оси X;
2) изменением координат установки отдельных агрегатов;
3) изменением стреловидности крыла (на 2...30)'"'.
Рис 4 21 Центровка самолета с загруженным крылом и
фюзеляжем (двигатели иад крылом)
Г—проектное (желательное) положение центра масс самолета
* Этот метод следует применять с осторожностью так как при изменении
стреловидности крыла изменяются многие проектные параметры самолета мас-
са крыла, аэродинамические характеристики, устойчивость и управляемость.
64
Используя второй метод, можно получить по оси X:
д“г = - (-Г,)иех-(-Г,)кОВ , (4.9)
6СГХ
где —относительная масса переставляемого агрегата;
(хг)исх и (хг)Нов — исходная и новая координаты агрегата.
Удобный метод центровки состоит в следующем. Если отдельно
скомпоновать фюзеляж со всеми агрегатами, которые к нему при-
соединяются (кроме крыла), и определить ц. м. фюзеляжа с «на-
чинкой», затем таким же образом скомпоновать крыло (рис. 4.21),
ю нетрудно найти размер х, при котором ц. м. самолета окажется
в проектной точке Т;
х=ат*р тф.
Здесь т-кр и Отф— массы крыла и фюзеляжа со всей нагрузкой и
оборудованием; а-—расстояние между ц. м. крыла с нагрузкой и
проектным положением ц. м. самолета.
ГЛАВА 5
РАСЧЕТ ПОЛЯР ЛЕГКИХ САМОЛЕТОВ
Приведем расчет коэффициента лобового сопротивления Сха и
коэффициента подъемной силы Суа при дозвуковых скоростях.
Коэффициент лобового сопротивления самолета определяется
как сумма коэффициентов сопротивления изолированных частей:
крыла, фюзеляжа, оперения и т. д. с учетом аэродинамического
взаимодействия между ними. Коэффициент подъемной силы само-
лета принят равным коэффициенту подъемной силы изолированно-
го крыла Кроме того, все части самолета делятся на несущие, ха-
рактеризуемые профильным и индуктивным сопротивлением, и на
ненесущие, характеризуемые только профильным сопротивлением.
Эти допущения хорошо подтверждаются опытом аэродинамических
расчетов дозвуковых легких самолетов.
Исходными данными для расчета поляр самолета служат об-
щие виды самолета, а также расчетная скорость и высота полета,
задаваемые в ТЗ
Общий вид легкого самолета нормальной схемы с принятыми в
расчете обозначениями и схемой членения на части приведен на
рис. 5. 1.
5. 1 ЛОБОВОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ САМОЛЕТА
Полное лобовое сопротивление самолета равно сумме профиль-
ного и индуктивного сопротивления.
Xa=Xa0 + Xat, (5. 1)
3 879
65
Рис. 5.1. Общий вид и геометрия агрегатов легкого самолета
откуда получаем безразмерный коэффициент лобового сопротивле-
ния или уравнение поляры самолета:
Сха=Cxa0-\-Cxai = CxaQ-\-АС21а, (5.2)
где Ста0 — коэффициент лобового сопротивления при нулевой подь-
емной силе (Суа = 0); Cxai = ACAa — коэффициент индуктивного
сопротивления, зависящий от подъемной силы; А — коэффициент
отвала поляры.
Коэффициент лобового сопротивления самолета при С!/п=0 от-
носится к полной площади крыла S и равен
СхаО — Схакр5кр S + CxarMSro S -f-СхаBMSBM/S + ОгафЗм.ф'5 -f-
+ Схамг^м.мг ^+СХ|1ш5)|.ш (5.3)
где С\а кр. б?ха ф, Суа г. о» ^ха в. о, Ста г. Д» ^ха ш коэффициенты мини-
мального лобового сопротивления (при Суа = 0) изолированных
крыла, фюзеляжа, оперения, гондол двигателя и шасси; SKP, Sr 0,
SB о, 5М. ф, SM. г. д, SM. ш — соответственно площадь омываемой ча-
сти крыла, площади горизонтального и вертикального оперения,
мидели фюзеляжа, гондол двигателей и шасси.
5.2. КОЭФФИЦИЕНТ СОПРОТИВЛЕНИЯ КРЫЛА
Минимальный коэффициент аэродинамического сопротивления
крыла при дозвуковых скоростях равен
^хакр— С хар ~l~ ’S , (5.4)
где Схар — коэффициент профильного сопротивления; —
«6
Рис. 5. 2. Коэффициент тренич плоской пла-
стинки
Рис. 5 3. Коэффициент Т|<-
сумма коэффициентов дополнительных сопротивлений для учета
конструктивных особенностей крыла, надстроек, щелей и т. д.
Коэффициент профильного сопротивления крыла определяется
по формуле
Схар=0, (5-5)
где ki — коэффициент, учитывающий наличие гондол двигателей;
^1 = 2 — если крыло без гондол двигателей; £1 = 2— 5Кр.г.д/5-—
если крыло с гондолами двигателей; SKp. г. д — часть площади кры-
ла, занятой гондолами двигателей; С/ — коэффициент трения пло-
ской пластинки; тщ — коэффициент, учитывающий переход от пло-
ской пластинки к профилю крыла; т]м— коэффициент, учитываю-
щий влияние сжимаемости воздуха на профильное сопротивление.
Коэффициент трения плоской пластинки зависит от чисел Рей-
нольдса крыла и от положения точки перехода х-г (в долях хорды
крыла) ламинарного пограничного слоя в турбулентный: ,тт = 0—
турбулентный пограничный слой; 0<Хт<1 — смешанное обтека-
ние; хт= 1 — ламинарный пограничный слой.
Для большинства легких самолетов с ПД и ТВД и крыльев,
обдуваемых винтами, в расчете можно принимать хт = 0.
Тогда коэффициент трения определяется по графику (рис. 5. 2)
при хт = 0 пли по формулам
Су = 0,072,Re°>2 при 105<Re<lQS; (5.6)
Cz=------------------------------при Re> 10s. (5.7)
(1 + 0.I78M2) Г 1g-—----- 1
v [ (1 + 0.178М2)2'8]
В этих формулах число Рейнольдса крыла определяется для
расчетной высоты и скорости полета:
Re = V%,v, (5.8)
3*
67
где V — скорость полета в м/с; 6ср=3// — средняя геометрическая
хорда крыла в м; v=p./p — кинематический коэффициент вязкости
воздуха; q •— плотность воздуха; р — коэффициент вязкости воз-
духа.
Число М полета в формуле (5. 7)
М = И/а, (5.9)
где а — скорость звука в м/с.
Значения v и а берутся для расчетной высоты полета по таб-
лице стандартной атмосферы.
Коэффициент т]с и г]М при турбулентном пограничном слое
(хт = 0) определяется в зависимости от средней относительной тол-
щины профиля и числа М полета по рис. 5. 3 и рис. 5. 4 или, при
аналитических расчетах, по формулам
т]с= 1+ 3,5сср: (5.10)
ПЛ1=1 + 0,1М2, (5.11)
где сср= (со+ск)/2 — средняя относительная толщина профиля
крыла; со — относительная толщина корневого профиля; ск — от-
носительная толщина концевого профиля.
5. 2. 1. Крылья с ламинаризированными профилями
Для расчета профильного сопротивления крыла с ламинаризиро-
ванными профилями (необдуваемыми винтами) и с высоким клас-
сом чистоты поверхности надо знать положение точки перехода
ламинарного пограничного слоя в турбулентный хт.
Метод определения хт для обычных крыльевых профилей лег-
ких самолетов, имеющих наибольшую относительную толщину на
25 . .. 30% хорды, имеется в работах [18, 21].
Для крыла с ламинаризированными профилями при числах Рей-
нольдса 10е... 107 в первом приближении можно принимать, что
точка перехода близка к точке минимума давления на профиле или
к месту максимальной толщины профиля [33], т. е.
х^хс. (5.12)
68
При условии (5. 12) методика расчета сводится к следующему.
Коэффициент трения Cf определяется в зависимости от числа
Re и хт по графику (рис. 5. 2) или, при аналитических расчетах,
по формуле
Cf=C~xt^CfA^-^. (5.13)
Коэффициент трения в условиях ламинарного пограничного
слоя
С/л= 1,328 j/R^, (5.14)
где Кел — число Рейнольдса ламинарного пограничного слоя, оп-
ределяется по формуле
Re,=l/&CI,xrv. (5.15)
Коэффициент трения в условиях турбулентного пограничного
слоя С/т определяется по формуле (5.7), где число Рейнольдса
равно
Rer = К&ср(1 — xr) v. (5.16)
Коэффициент т]с определяется в зависимости от относительной
координаты точки перехода хт и относительной толщины профиля
(см. рис. 5. 3).
Коэффициент определяется в зависимости от хт, средней
относительной толщины профиля и числа М полета по графику (см.
рис. 5. 4).
5. 2. 2. Дополнительное сопротивление крыла
Коэффициент дополнительного сопротивления ^Сха вводи г-
ся для учета конструктивных особенностей крыла и его слагаемые
АСжа имеют следующие значения.
Металлическое крыло с заклепками впотай, листы обшивки сое-
динены встык . ........................ ....................0,0012
Металлическое крыло с выступающими головками заклепок, рас-
положенных на участке хорды
100%........................................................ 0,0020
90%.........................................................0,0017
80%.........................................................0,0013
Из приведенных данных видно, что увеличение длины носовой
части профиля, свободной от выступающих головок заклепок,
уменьшает ДСта.
Сопротивление щелей на крыле можно учесть с помощью сле-
дующих зависимостей.
Щель между крылом и предкрылком:
ДСл.а=0,002/щ'/-|-0,0001. (5.17)
Щель между крылом и закрылком:
ДСха = 0,0017/щ//. (5.18)
69
Профилированная щель между крылом и элероном с осевой
компенсацией:
ЛСга=0,0017/щ/ом. (5.19)
В этих формулах /щ — размах щелей предкрылка, закрылка и
элеронов; /ом — размах крыла за вычетом ширины фюзеляжа (омы-
ваемый размах).
Для учета увеличения сопротивления вследствие обдувки части
крыла винтами вводится слагаемое АСхп Об = 0,0003.
5. 2. 3. Коэффициент сопротивления крыла
с учетом аэродинамического взаимодействия крыла
и фюзеляжа
Сопротивление крыла с учетом интерференции при дозвуковых
скоростях определяется по формуле
Схякр=СХЯр(1-Аа.Лф5), (5.20)
где Схпр — профильное сопротивление изолированного крыла;
^а. в — коэффициент, учитывающий аэродинамическое взаимодейст-
вие крыла и фюзеляжа; ХПф — площадь подфюзеляжной части кры-
ла (см. рис. 5. 1).
Коэффициент аэродинамического взаимодействия в в зависи-
мости от схемы самолета имеет следующие значения.
Высокоплан .................................................0,95
Вреднеплан..................................................0,85
Низкоплан, поперечное сечение
круглое................................................... 0,25
овальное.................................................0,50
с плоскими стенками . 0,60
5.3. КОЭФФИЦИЕНТ СОПРОТИВЛЕНИЯ ОПЕРЕНИЯ
Схема расчета профильного сопротивления горизонтального
оперения аналогична расчету профильного сопротивления крыла:
С г.о = 0,925 • 2Czric + ^Сха r.() + V АС , (5.21)
где коэффициенты 2Q и т]с для оперения, обдуваемого воздушным
винтом, определяются по графикам (см. рис. 5.2 и 5.3) при ^т = 0
или по формулам (5.6) и (5.7); ДС\Й г, о=0,002 — если рули вы-
соты ГО без аэродинамической компенсации; АСха г. 0 = 0,003 — если
рули с осевой компенсацией; ДСЛ.Я — см. разд. 5.2.2.
Коэффициент трения 2Cf определяется по числу Рейнольдса
Rer.() = VAP.r.ov, (5.22)
где 6Ср. г. о=5г. 0/1г. о — средняя геометрическая хорда ГО.
Коэффициент профильного сопротивления вертикального опере-
ния определяется аналогичным способом.
70
5. 4. КОЭФФИЦИЕНТ СОПРОТИВЛЕНИЯ ФЮЗЕЛЯЖА
Для легких самолетов Сха ф можно найти по следующей фор-
муле:
(5.23)
где Схар. ф — профильное сопротивление фюзеляжа; ДСтаф — ко-
эффициент дополнительного сопротивления, учитывающий конст-
руктивные особенности фюзеляжа; АС”” — коэффициент сопро-
тивления надстроек фюзеляжа; Знад— площадь миделя какой-либо
надстройки.
Коэффициент профильного сопротивления фюзеляжа без над-
строек равен
Слар.ф=Су-т]хТ]_1!5'()М/Д’м.ф, (5.24)
где Cj — коэффициент трения плоской пластинки; тр. — коэффици-
ент, учитывающий влияние удлинения фюзеляжа; — коэффици-
ент, учитывающий влияние сжимаемости воздуха.
Коэффициент трения определяется по графику (рис. 5. 5) в за-
висимости от числа Рейнольдса фюзеляжа:
Кеф=Р7ф/у. (5.25,
Коэффициент тр. определяется по графику (рис. 5.6) в зависи-
мости от удлинения фюзеляжа:
ф V 45м.ф'л ’
(5.26)
Коэффициент rtf находится по графику (рис. 5. 7) в зависимо-
сти от удлинения носовой части фюзеляжа:
Рис. 5.5. Коэффициент трения
плоской пластинки
Рис. 5. 6. Коэффициент щ
71
Рис. 5.7. Коэффициент т)м
Рис. 5.8. Прирост коэффициента со-
противления фюзеляжей, имеющих
отогнутую хвостовую часть:
а—угол атаки относительно продольной
оси самолета; Р—угол отклонения хвосто-
вой части
где /н. ч — длина носовой части фюзеляжа до миделевого сечения
(см. рис. 5. 1).
Омываемая поверхность фюзеляжа определяется по приближен-
ной формуле
Som = (5ф.б + 5Ф.П) (2 - 0,45фЛ1/5ф.б), (5.28)
где 5ф, п‘—площадь проекции фюзеляжа в плане; Зф. б —-площадь
проекции фюзеляжа сбоку.
В формуле (5. 24) ДСЛП ф учитывает увеличение коэффициента
сопротивления из-за неровностей фюзеляжа, а также в зависимости
от типа и места размещения силовой установки. Коэффициент
ДСХа ф имеет следующие значения.
Фюзеляж металлический, обшивка внахлест .... 0,0004 . .. 0,0005
Обшивка без уступов, клепка впотай.................. 0,00015 ... 0,00020
Обшивка полотняная.................................. 0,0003
Средняя часть фюзеляжа прямоугольная .... 0,01 ...0,015
На фюзеляже установлен поршневой звездообразный
двигатель............................................... 0,025 .. . 0,030?)
На фюзеляже установлен рядный поршневой двигатель 0.005 ... 0,010
На фюзеляже установлен газотурбинный двигатель . 0,005
Если фюзеляж имеет отогнутую хвостовую часть (транспорт-
ные, грузовые самолеты), то прирост коэффициента сопротивления
таких фюзеляжей можно оценить ио графику (рис. 5.8).
В формуле (5. 24) ДС™/1 — увеличение коэффициента сопротив-
ления за счет надстроек фюзеляжа (фонарей, обтекателей и т. п.).
Значения коэффициента ДС”аД таковы.
Фонарь кабины с плоскими гранями и коротким гаргротом (ти-
па Як-18) ................................._.......................0,040
Тот же фонарь со скругленной передней частью (типа Z-326
«Акробат»).........................................................0,035
Тот же фонарь со скругленной передней частью и длинным гар-
гротом ............................................................0,010
72
Фонарь, плавно переходящий в хвостовую часть фюзеляжа (ти-
па Як-18Т, Злин-42)...........................................
Фонарь с плоским передним стеклом, плавно переходящий в хво-
стовую часть фюзеляжа.........................................
Фонарь на фюзеляже транспортного самолета (типа Як-40,
Ан-14, Л-410).................................................
Фонарь со скругленной передней частью на фюзеляже транспорт-
ного самолета (типа Фолкон-10)................................
Открытая кабина с козырьком (типа По-2) ....
0,005
0,012
0,012
0,0095
5. 4. 1. Ламинаризированные фюзеляжи
Здесь имеются в виду фюзеляжи легких самолетов с малой ше-
роховатостью поверхности, без надстроек и необдуваемые винтами.
Коэффициент профильного сопротивления таких фюзеляжей
можно приближенно рассчитывать по формуле (5.24), где коэффи-
циент трения плоской пластинки представляется в виде
Сf—C/л-^т.фН-^/т(1 xt ф)’ (5.29)
где С/л — коэффициент трения при ламинарном пограничном слое;
С/т — коэффициент трения при турбулентном пограничном слое.
Точку перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный
на фюзеляже принимаем, как и в случае с крылом, по условию
*г.ф = *м.ф> (5-30)
где Хм. ф=хм//ф — относительная координата положения миделя
фюзеляжа по его длине (рис. 5. 9).
На ламинарном участке коэффициент трения определяется по
формуле (5. 14), где число Re фюзеляжа
Кеф..1 = 1//ф7г.ф'х. (5.31)
На турбулентном участке коэффициент трения рассчитывается
в зависимости от Неф по формуле (5.6), где число Рейнольдса
фюзеляжа на турбулентном участке
Кеф.т = И/ф( 1 — хт.ф) V. (5.32)
Коэффициент, учитывающий влияние толщины фюзеляжа, опре-
деляется как для обычных фюзеляжей при хт = 0 (см. рпс. 5. 6).
Рис. 5. 9. Определение точки пере-
хода ламинарного пограничного
слоя в турбулентный:
хс—положение максимальной толщины
профиля по хорде крыла; хм—положе-
ние миделя фюзеляжа по его Длине
73
5. 5. КОЭФФИЦИЕНТ СОПРОТИВЛЕНИЯ
ГОНДОЛ ДВИГАТЕЛЕЙ
Схема расчета коэффициента сопротивления гондол двигателей
аналогична схеме расчета коэффициента сопротивления фюзеляжа:
Схаг.п =С^Т|ЛГ]Л150Ч 5’,( — ДСдаг.д ф- (СГ|гг,-1><?г.д)иал/<^’м.|.т’ (5.33)
где Cj, гр., т]лг — определяются по рис. 5. 5 ... 5. 7 при хт = 0 и чис-
ле Re гондол двигателей; ДСхаг,д — определяют по аналогии с
разд. 5. 4; 50м — омываемая поверхность гондолы двигателя за вы-
четом части, занятой крылом (пилонами); г.д — площадь миде-
левого сечения гондолы двигателя в м2; ((<гаг.д‘$г.д'|над — сумма
сопротивлений надстроек гондол двигателей.
Сумму сопротивлений деталей для самолета с ПД можно оце-
нить по следующим формулам [24].
Сопротивление всасывающего воздухозаборника с обтекателем,
выступающего за габариты капота
Сла5=(0,012..<0,015^ 1000, (5.34)
где N — мощность ПД в л. с.
Сопротивление выхлопных патрубков рядного ПД воздушного
охлаждения
CxaS^0,Q\N 1000. (5.35)
Внутреннее сопротивление всасывающих патрубков
Сга5ж0,0015Л7 УД, (5.36)
где V-—скорость полета, м/с; A = Qh/qo— относительная плотность
воздуха.
5. 6. СВОДКА КОЭФФИЦИЕНТОВ СОПРОТИВЛЕНИЙ
ПРИ НУЛЕВОЙ ПОДЪЕМНОЙ СИЛЕ
В конструкциях легких самолетов весьма часто применяются
подкосы, стойки, расчалки и т. д., лобовое сопротивление которых
в общей сумме сопротивлений самолета учитывается членом
= (5.37)
где Сха — коэффициент сопротивления какой-либо детали самоле-
та; Sv. д-—площадь миделевого сечения детали в м2; 5 — площадь
крыла в м2.
В табл. 5. 1 и 5. 2 приведены коэффициенты лобовых сопротив-
лений наиболее часто используемых деталей легких самолетов.
Для определения Сха0 всего самолета составляется сводка ло-
бовых сопротивлений (табл. 5. 3).
Коэффициент минимального лобового сопротивления всего са-
молета
Сха0= 1,05(2 C^S^jS, (5.38)
где коэффициент 1,05 учитывает лобовое сопротивление не подда-
ющихся расчету деталей легких самолетов.
74
5.1. Аэродинамическое сопротивление деталей самолета [21]
Детали Схема
0,012 Антенны легких самолетов ——
0,01 Хвостовое колесо
0,08* Хвостовой костыль
0,1185* Колеса с обтекателями
0,08*
0,095*
0,012 Открытые части куполов шасси
0,014 Открытые части куполов шасси
75
Продолжение
Сд $м я. ха М,А Дегали Схема
0,012 Всасывающие патрубки с обтекателем
0,02 Выхлопной патрубок ПД р? П
0,01 Выхлопной патрубок ПД М7 .
Р4-—г' ч
0,005 Щели капотов ПД
0,007 Зазоры между килем и рулем высоты
0,01 Дорожки для хождения по крылу
0,3...0,6 Детали управления
76
Продолжение
С.г/Мд Детали Схема
2,3* Ступеньки, ручки и т. д. С~~ 1
Ц=
* Здесь указаны значения только С'в.
5.2. Аэродинамическое сопротивление подкосов (по данным работ [10, 21])
Размер сха S 1 метра С ха $ креплений Креплений
71=20 мм 30 40 50 75 100 0,0010 0,0016 0,0022 0,0026 0,0035 0,0043 0,0026 0,004 0,0066 0,0086 0,0124 0,0150 Профилирова! <ные подкосы B/D = 3 С" 2> 1
D=25 мм 50 75 100 0,026 0,052 0,078 0Д05 0,008 0,018 0,025 0,033 Круглые трубы
8=1 мм 2 3 4 5 0,0004 0,0006 0,0008 0,0010 0,0012 0,0009 0,0019 0,0030 0,0044 0,0063 Авиационные ленты ^2^
Диаметр d=2,01 мм 3,01 4,00 5,02 СХа 0,62 0,57 0,55 0,55 Модель dl Трос двойного плетения
5. 7. КОЭФФИЦИЕНТ ИНДУКТИВНОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ
Индуктивное сопротивление ненесущих частей дозвуковых са-
молетов весьма мало и им можно пренебречь.
Для крыльев с удлинением Х>3 индуктивное сопротивление оп-
ределяется по формуле
Cxai = ^C2ya, (5.39)
ЛлЭф
где д — коэффициент, учитывающий форму крыла в плане; опре-
деляется в зависимости от удлинения и сужения, крыда в плане по
77
5. 3 Сводка лобовых сопротивлений при (V, Н) = const
№ по пор 1 Наименование qacieft Ко личес 1 во Плои а т.ь или мидель м2 Общая площадь или ми- дель, ма Сла
1 2 3 4 5 6 7 8 Крыло Горизонтальное оперение Вертикальное оперение Фюзеляж Моторные гондолы Радиаторы Шасси Отдельные детали подкосы, расчалки; нт д
Итого 2Сла31
графику (рис. 5.10), Суа — коэффициент подъемной силы крыла;
Хэф — эффективное удлинение крыла.
Для легких самолетов с ПД для расчета Лэф рекомендуется фор-
мула [21]
т _ k
эф Л 1 -Г SJS
‘ (5.40)
где X=/2/S — удлинение крыла; S,=Sn ф+5г д — площадь подфю-
зеляжной части крыла и площадь крыла, занятая гондолами двига-
телей (см. рис. 5. 1).
Коэффициент k учитывает установку охлаждающих устройств,
k=0,82 — при установке ПД воздушного
охлаждения в носовой части фюзеляжа и
Рис 5 10. Коэффициент б
с выходным отверстием, расположенным
внизу;
/г=0,74 — при установке ПД в носовой
части фюзеляжа и с выходным отверсти-
ем, расположенным сбоку фюзеляжа под
крытом;
/.’ — 0,80 — при тоннельных радиаторах,
расположенных под фюзеляжем или под
крылом.
Если легкий самолет рассчитывается
на числа М. полета, близкие к Мкрит, то
для расчета ХЭф рекомендуется формула
/эф
_______________ X._______________
~ 1 + 1,53х(М — 0,4) + (0,018 4-0,152^) л ’
(5.41)
где/ в рад.
78
5 8. КОЭФФИЦИЕНТ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ
ПОДЪЕМНОЙ СИЛЫ САМОЛЕТА
Для легких дозвуковых самолетов нормальной схемой можно
принять, что подъемная сила создается только крылом:
Суа=Суакр. (5.42)
Коэффициент подъемной силы крыла при углах атаки а<10 ...
12°
Сда^С*в(а-а0), (5.43)
где Суа— производная коэффициента подъемной силы по углу
атаки крыла а; а0 — угол атаки крыла, а также угол атаки при
нулевой подъемной силе крыла (зависит от кривизны и крутки
крыла);
ао = аоуаот. (5.44)
Здесь ао/ — зависит от кривизны и определяется по характеристи-
кам профиля крыла; ctor — зависит от крутки крыла и вычисляется
по формуле
аот = —^2-т, (5.45)
дт
где т — угол крутки крыла (для легких самолетов т=0...5°).
Во о dan
случае линеинои крутки крыла производная __—вычисляется
dt
по формуле
0,093 - 0,00057 arctg Г -^1 + , (5.46)
d-в L ? J Д У1
где р=У1 — М2 при М < 1.
Угол атаки самолета'
а=аф + ?уст> (5.47)
где аф — угол атаки относительно продольной оси фюзеляжа;
Фуст — установочный угол крыла относительно фюзеляжа.
Для углов установки крыла в первом приближении можно ре-
комендовать следующие статистические значения <руСт:
легкие многоцелевые самолеты................... 2 . . 3°
легкие спортивные самолеты . . ... .... 0 2°
планеры и мотопланеры........................................4.6°
Для расчета производной коэффициента подъемной силы по уг-
лу атаки при дозвуковых скоростях рекомендуется формула
= (5.48)
р\ + 2
Здесь р — отношение полупериметра крыла к его размаху,
У=— (------!----•----1-------------, (5.49)
2 \ cos х„.к cos у3.к / Х(т)+ 1)
где %п к’, Хз. к — стреловидность крыла соответственно по передней
и задней кромке крыла, в градусах.
79
5. 8. 1. Построение зависимости коэффициента
аэродинамической подъемной силы от угла атаки Cya—f(а)
Зависимость Cya=f(a) самолета строится по уравнению
ya == Суа (а Ио).
Линейная часть зависимости проводится по двум точкам (рис.
Первая точка: а=и0; С,уа = 0.
Вторая точка: ах 12°;Суа==Суа(а—а0).
Критический угол атаки крыла можно определить так:
, , С(/ап|ах
акр — ^акр “I а “1“ а0’ (5- 50)
<Wa7>3
где Дакр— приращение критического угла атаки (в градусах) из-за
того, что линейность изменения Cya = f(a) при приближении к акр
понижается (см. рис. 5.11); Сутаах — коэффициент максимальной
подъемной силы крыла самолета.
Анализ кривых Cya = f(a) для ряда легких самолетов показы-
вает, что Дакр= Г. Верхняя нелинейная часть кривой от точки 2
до точки 3 проводится приближенно лекальной кривой.
5.9. ПОСТРОЕНИЕ ПОЛЯРЫ САМОЛЕТА
5. 9. 1. Немеханизированное крыло
Для построения поляры необходимо определить коэффициент
максимальной подъемной силы крыла. Метод расчета Cvmax кры-
ла, когда известна характеристика профилей, из которых составле-
но крыло конечного размаха, имеется в работе [21].
Рис. 5.11. Построение зависимо-
сти Cya=f(a)
Рис. 5. 12. График для опреде-
ления Поправки ДСзса р ' ' '
80
При приближенных расчетах максимальный коэффициент подъ-
емной силы немеханизированного крыла можно определить по фор-
муле [20]
itiax == ( l + cos/)/2, (5.51)
где С^атах — максимальный коэффициент подъемной силы профи-
ля крыла, берется для сечения по средней геометрической хорде
крыла; k-ц —коэффициент, зависящий от сужения крыла в плане.
т] 12 3 4
0,90 0,94 0,93 0,92
Поляра самолета рассчитывается по формуле
С2уа + ЬСхар, (5.52)
где Схао — коэффициент минимального лобового сопротивления са-
молета при нулевой подъемной силе; &Схар —- поправка, которая
учитывает изменение профильного сопротивления самолета с изме-
нением коэффициента подъемной силы крыла. Определяется по
рис. 5. 12 в зависимости от параметра Суа=Суа/Суа max-
Поляру самолета рекомендуется строить в следующей последо-
вательности.
1. Пользуясь данными общего вида самолета, найти коэффици-
ент б и эффективное удлинение крыла.
2. Задаваясь рядом значений коэффициента подъемной силы от
нуля до Суа = Суа тах, вычислить значения индуктивного сопро-
тивления.
3. Определить значения ЛСхар (по рис. 5. 12) в зависимости от
параметра Суа-
4. По формуле (5. 52) вычислить значения коэффициента сопро-
тивления самолета.
Вычисления удобно вести по форме (табл. 5.4).
Значения углов атаки на поляру самолета наносятся по данным
зависимости Cya=f(a).
81
5. 9. 2. Механизированное крыло
Аэродинамические характеристики самолета (Су(,, Сгп) во
взлетно-посадочной конфигурации могут быть определены по сле-
дующей методике [37].
В табл. 5. 5 приведена сводка характеристик наиболее часто
применяемых систем механизации для увеличения подъемной силы
крыла.
5. 5. Аэродинамические характеристики механизированных крыльев
№ по пор Конфигурация Тип механизации Л opt ^t/a max д^А*«т1п Число Re
1 Исходное крыло: Су a max === 1 >0] СХа mln = 0,009 — — — 6-106
2 Простой щнток 60 0,80 0,23 6-106
3 Щиток ЦАП 45 1,15 0,21 6-106
4 Простой закрылок 60 0,9 0,12 6-106
5 Однощелевой закрылок 40 1,18 0,13 3,5-106
6 Двухщелевой закрылок 30/55 1,4 0,23 6-106
7 Трехщелевой закрылок 30/44/55 1,6 0,23 6-106
8 21 -- Закрылок Фаулера 30 1,67 0,1 3,5-106
82
Продолжение
№ по пор. Когфигурация Тип механизации Sopt ^уа max ^ха mln Число Re
9 с'- - - Двухщелевой закрылок Фаулера 15 '30 2,25 0,15 3,5-106
10 Предкрылок 25. ..30 0,6...0,9 -0 6-106
11 Щиток Крюгера 40...45 0,4...0,5 -0 8,2-106
12 — Отклоняемый носок крыла 30 0,55 (№ 2-4) 0,75 для № 4—8 -0 6-106
Здесь 8° __ оптимальное значение угла отклонения органа механизации для
°Pt ПОЛХЧеНИЯ Суа maxi
ДС„а шах — приращение коэффициента максимальной подъемной силы;
ДСта mln -- приращение сопротивления от механизации при 6opt;
Re — число Рейнольдса при испытании систем механизации.
Все табличные значения даны для следующей исходной геометрии крыла:
Х=12, т]= 1-0, с=10%, х=0°, закрылки с хордой 30% от хорды крыла по всему
размаху и предкрылки с хордой 15% хорды крыла.
На рис. 5. 13.. .5. 15 приведены значения поправочных коэффи-
циентов, которые необходимо ввести в исходные табличные зна-
чения аэродинамических коэффициентов для пересчета на другие
геометрические данные.
Коэффициент максимальной подъемной силы крыла с механи-
зацией записывается в следующем виде:
C</amax = Ci/ainax_|_ yamax(kx, k2, k3, k4,
'^Cyamax (k4,k5,k6,k.) + ^, (5.53)
где СиЯтах — определяется по формуле (5.51);
AC’^niax—приращение коэффициента подъемной силы от
механизации задней кромки крыла (табл. 5.5);
ДС^атах—приращение коэффициента подъемной силы от
механизации передней кромки крыла (табл.
5.5);
ЛСуа ф — приращение коэффициента подъемной силы
из-за влияния фюзеляжа (см. рис. 5. 15).
83
00
Рис 5. 13 Поправочные коэффициенты ki... для оп-
ределения приращения коэффициента подъемной силы
от механизации крыла:
2—исходное значение
Рис 5 14 Поправочные коэффициенты и при
рОСТ ф
Рис. 5 15 Поправочные коэффициенты для опреде-
ления приращения коэффициента сопротивления от
механизации крыла:
2—исходное значение
Поправочные коэффициенты ki . .. k7 учитывают влияние:
Л1 — относительной толщины крыла на ДСуаШах;
й2 — угла отклонения закрылка на \Суа тах;
Л3 — относительной хорды закрылка на АСуатах;
k4 — относительного размаха закрылка (предкрылка) на
АСуа щах!
Л5 — стреловидности по 1/4 хорд крыла;
k6 — угла отклонения органа механизации передней кромки на
АСуа maxi
k7 — относительной хорды механизации передней кромки на
АСуа шах-
Коэффициент лобового сопротивления самолета с учетом меха-
низации крыла самолета
Сха=Сха0 + ДСТ + С^ш + ДС^+-Ш- С2а, (5.54)
ЛЛэф
где ДСд«х — приращение сопротивления от механизации крыла;
Сха ш — коэффициент сопротивления шасси, см. формулу (2.6);
АСлар — поправка для учета изменения профильного сопротивления
85
(см. рис. 5. 12); ХЭф мех — эффективное удлинение крыла с механи-
зацией.
Приращение сопротивления от механизации крыла по предла-
гаемой методике определяется по формуле
ЛСлГ=ЛС^пнпМ7Мг (5-55)
где ACxamin — определяется в зависимости от типа механизации
(см. табл. 5. 5).
На рис. 5. 15 приведены значения поправочных коэффициентов,
которые учитывают влияние:
kb — относительной хорды закрылка на ACxmin;
kr— относительного размаха механизации;
— ширины фюзеляжа;
— угла стреловидности по оси шарниров закрылка.
Порядок построения поляры самолета с механизированным кры-
лом сводится к следующему.
1. По табл. 5.5 выбирают тип механизации крыла легкого са-
молета.
2. По формуле (5. 53) вычисляют коэффициент максимальной
подъемной силы крыла с механизацией.
3. Задаваясь рядом значений Суп от нуля до Суа — Суатж .вы-
числяют значения индуктивного сопротивления.
4. По формуле (5.55) вычисляют приращение сопротивления от
механизации крыла.
5. По формуле (5. 54) определяют коэффициент сопротивления
самолета.
ГЛАВА 6
ЛЕТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
В главе приводится расчет летных характеристик по методу
мощностей и методу тяг [21, 20]. Достоинствами этих методов яв-
ляются наглядность и простота.
Исходными данными для аэродинамического расчета служат
поляры самолета (см. гл. 5) и характеристики авиационных двига-
телей.
6.1. ХАРАКТЕРИСТИКИ АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
На современных легких самолетах применяются ПД, ТВД или
ДТРД. Характеристики наиболее распространенных ПД мощностью
до 360 л. с. приведены на рис. 6. 1 ... 6. 5, а основные данные —
в табл. 6.1.
Газотурбинные двигатели (ГТД) имеют, как известно, сущест-
венные преимущества перед ПД в размерах, массе и компактности,
отличаются надежностью и находят все большее применение на
легких самолетах.
86
На рис. 6. 6 приведены дроссельные характеристики отечествен-
ного ТВД-10. Основные данные некоторых отечественных и зару-
бежных ГТД представлены в табл. 6. 2.
6. 1. Основные данные поршневых двигателей мощностью до 360 л. с
Дни га 'ель (с 1рана) В зле гная МОЩНОСШ, л. с. Расположение и число цилин- дров Са хая масса, кг У гельнын рас- ход топлива (номинальный режим), кг/(л.с«ч) У дельная масса, кг/л. с.
М332 (ЧССР) 140 Рядное-4 102 ±2 % 0,260 0,73
М137А (ЧССР) 180 Рядное-4 137 ±2 % 0,260 0,76
М337 (ЧССР) 210 Рядное 6 140x2% 0,25-0,26 0,665
М14 (СССР) 300 Звезда-5 192±2% 0,285 -0,315 0,64
М14П (СССР) 360 Звезда-9 214±2% 0,285—0,315 0,595
«Нельсон» (США) 48 Оппознтное-4 38 — 0,79
6. 2. Основные данные ГТД
Двитель (орана) Взлешый режим Номинальный режим шдв> кг Тдв’ кг/л. с.
л. с. с е' кг/(л.с«ч) ДГ, л. с, се’ кг/(л, с-ч)
1. ГТД-350 (СССР) 400 0,365 320 135 0,337
2. ТВД-10 (СССР) 900 0,255 780 0,273 210 0,224
3. ГТД-550 (СССР) 800 0,240 700 0,247 120 0,15
4. Астазу-Х (Франция) 640 0,254 — — 128 0,2
5. Астазу-XII (Франция) 700 0,243 640 0,256 128 0,183
6. Астазу-XV (Франция) 800 0,250 — — 134 0,17
6.2. ОБОБЩЕННЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ПД, ТВД, ДТРД
При отсутствии характеристик конкретного двигателя при рас-
четах .можно пользоваться обобщенными характеристиками, полу-
ченными на основе обработки данных современных двигателей.
Для аэродинамического расчета необходимы дроссельные, вы-
сотные и скоростные характеристики.
6.2.1. Дроссельные характеристики
На рис. 6. 7 приведены дроссельные характеристики ПД, ТВД и
ДТРД, полученные в работе [9], где ёе, ср — удельные расходы топ-
лива, отнесенные к номинальному удельному расходу для ПД, ТВД
(сР) и ДТРД (ср); N, Р — степень дросселировашуя по мощности
для ПД и ТВД (N), а также по тяге для ДТРД (Р).
На рис. 6. 7 приведены принятые в расчете величины удельного
расхода топлива рассматриваемых двигателей на номинальном
режиме.
Для ПД и ТВД часовой расход топлива (кг/ч) равен
q4=ceN, (6. 1)
87
Рис. 6. 1. Характеристики двигате-
ля М332:
•-----без наддува;---------с над-
дувом
2000 2500 ЗОООп,оО/мин
Рис. 6. 2. Характеристики двигате-
ля М337:
------без наддува;---------с над-
дувом
Рис. 6.4. Внешняя (,/) и
дроссельная (2) характе-
ристики двигателя М14П
Рис. 6. 3. Характеристики двигателя
М14:
1—мощность по внешней характеристике;
2—мощность по дроссельной характери-
стике; 3—удельный расход топлива по
дроссельной характеристике; 4—часовой
расход топлива по внешней характеристике
88
Nn.c
70000 22000 20000 20000 20000
Рис. 6. 6. Дроссельные характеристики дви-
гателя ТВД-10
Рис. 6.5. Внешняя н дроссельная
характеристики маломощного ПД
«Нельсон Н-63-СР»:
I—мощность по внешней характери-
стике; 2—удельный расход топлива по
внешней характеристике; 3, 4—мощ-
ность и удельный расход по дроссель-
ной характеристике
Рис. 6. 7. Дроссельные характе-
ристики двигателей [9] при
Сеном = 0,25 кг/(л. с.ч) — ПД;
се ном = 0,27 ... 0,28 кг/(э. л. с.Х
Хч) — ТВД, Ср ном 1=7
= 0,38 кг/(даН ч) — ДТРД,
т=6; ДТРД-25Б — гипотети-
ческий - двухконтурный дви-
гатель
Рис. 6. 8. Дроссельные характери-
стики различных типов двигателей
(по часовому расходу)
89
Рис 6 9 Зависимость тяги и удель-
ного расхода топлива от высоты по-
лета (ДТРД; т = 6)
Рис 6 10 Обобщенная высот-
ная характеристика ТВД
для ТРД и ДТРД
<7ч = срР. (6.2)
Под коэффициентом часового расхода топлива понимается от-
ношение часового расхода топлива к часовому расходу на номи-
нальном режиме работы двигателя.
Для ПД и ТВД
Я ч = с eN/( ceGNti) = ceN, (6.3)
для ТРД и ДТРД
q4 = cfP'(cp0P0^cpP, (6.4)
где ceoNo, СрОРо — соответственно номинальные часовые расходы
топлива для ПД, ТВД, ТРД и ДТРД.
На рис. 6. 8 приведены зависимости коэффициентов часового
расхода топлива q4 от степени дросселирования двигателя [9].
Для ПД
?ч = 0,18 +0,827V2; (6.5)
для ТВД
q4=0,27 + 0,737V; (6.6)
для ТРД и ДТРД
^==0,12 -у 0,88 Р. (6.7)
Приведенные на рис. 6. 7, 6. 8 зависимости, а также формулы
(6. 5) . . . (6. 7) позволяют определить расход топлива при отсут-
ствии дроссельных характеристик конкретного двигатедя.
6. 2. 2. Высотные характеристики
На рис. 6.9, 6. 10 приведены обобщенные высотные характери-
стики ТВД и ДТРД.
90
Для невысотного ПД высотная характеристика может быть по-
строена приближенным способом при помощи значений коэффици-
ента падения мощности с высотой.
Мощность, снимаемая с ПД на высоте:
NJi==AN0, Гб. 8)
где No — мощность на земле; А — коэффициент падения мощности
при подъеме на высоту имеет следующие значения:
Н. м 0 1000 2000 3000 4000 5000 6000
А 1.00 0.883 0,775 0.680 0.592 0,515 0,446
Он определяется по формуле
А= 1,11 (e///eo)}/7V7\- 0,11. (6.9)
Здесь QH, Тн — плотность и температура на заданной высоте;
qo, То — плотность и температура на земле.
6. 2. 3. Скоростные характеристики ПД, ТВД и ДТРД
Для определения летных характеристик по методу мощностей и
методу тяг необходимо иметь изменение мощности или тягч дви-
гателя и удельных расходов по скорости полета.
Располагаемые мощности для ПД и ТВД. Скорости полета
большинства легких самолетов (сельскохозяйственных, транспорт-
ных, спортивных) сравнительно малы. Числа М полета обычно не
превышают 0,2 . . . 0,3. Анализ высотно-скоростных характер!.стик
существующих ПД и ТВД (М-14, М-332, ТВД-10 и др.) показыва-
ет, что в указанном диапазоне скоростей полета номинальная мощ-
ность и удельный расход топлива практически не зависят от ско-
рости полета.
Располагаемая мощность винтомоторной группы с ПД и ТВД
зависит только от КПД воздушного винта.
Для ПД
^Р11 = ^оиЖв. (6. 10)
ДляТВД
ЛД.., = ЛД,ЛЧЪ (6.11)
где Модв — номинальная мощность ПД; N — степень дросселирова-
ния двшатеия; — эквивалентная мощность ТЕД на номиналь-
ном режиме; т|в —КПД винта, полученный с учетом взаимного
влияния винта и самолета.
Зависимость КПД ряда воздушных винтов изменяемого шага,
применяемых на легких самолетах типа Ан-2, Як-18 и др., от ско-
ростг почета приведена на рис. 6.11. Анатитичсская зависимость
КПД винтов этой серии от скорости полета приближенно описы-
вается следующей формулой:
П„(И=3,295- 10~3— 1,07 - 10-V2+ 1,85- 10~21/. (6. 12)
Для винтов указанной серии по формулам (6.10), (6.11) и
91
Рис. 6. 11. Изменение КПД от
скорости полета воздушных
винтов, применяемых на легких
самолетах
Рис. 6. 12. Скоростная характеристика
ДТРД (расчет)
(6. 12) можно построить кривые располагаемых мощностей по ско-
рости полета на номинальном режиме работы двигателя.
Располагаемые тяги ТРД и ДТРД. Расчетные скоростные ха-
рактеристики ДТРД со степенью двухконтурности т = 5 и степенью
повышения давления в компрессоре первого контура лк*=Ю при
различных температурах газа перед турбиной получены в работе
[9] и приведены на рис. 6. 12.
Для определения изменения максимальной тяги и удельного
расхода топлива в интервале скорости 0<:1/<С200 м/с можно ис-
пользовать следующие формулы.
Для максимальной тяги
где т — степень двухконтурности ДТРД; A=2/q0 — относительная
плотность воздуха; М — число М полета.
Для удельного расхода топлива
ер=0)93[Сро+(0,494 - 0,0145//)М], (6.14)
где Н — высота полета в км; сро = 0,85/(1 Д—0,5У~т) — удельный
расход топлива при скорости и высоте полета, равных нулю.
6. 3. РАСЧЕТ И ПОСТРОЕНИЕ ДИАГРАММ
ПОТРЕБНЫХ МОЩНОСТЕЙ ИЛИ ТЯГ
Методы мощностей или тяг [21] представляют собой графоана-
литические методы решений уравнений движения самолета для оп-
ределения их летных характеристик.
92
Обычно для самолетов с ПД и ТВД пользуются методом мощно-
стей, а для самолета с ТРД и ДТРД — методом тяг.
6. 3. 1. Потребные мощности
Расчет диаграмм потребных мощностей для горизонтального
полета выполняется по следующим формулам:
К=7Г’ <6'IS)
/ОД Г '-'ха
где Na — потребная мощность горизонтального полета, л. с.; Ро —
скорость горизонтального полета, м/с; К — аэродинамическое каче-
ство самолета; т — масса самолета, кг.
При переходе к высотам, не равным нулю, пользуются форму-
лами
Д; N,, = (Л7П)О//Д, (6.16)
где V, /Vn — скорость и мощность на заданной высоте;
A=Qh/qo (6- 17)
—- относительная плотность воздуха.
Схема вычислений приведена в табл. 6. 3.
6.3. Вычисление потребных мощностей или тяг
(Н, д m) = const Примечания
Cz/a 0,05 0,08 0,10 0,20 Суа = Суата%
Сха Снимают с Суа = f (Сха)
К АС — Суа/Сха
V у = 41/_^Д_ = _“ SCya Суа
Nn т V Nn ~ 75 К
Рп
6. 3. 2. Потребные тяги (ДТРД или ТРД)
Потребные тяги для всех высот вычисляются по формуле
Рп = т!К, (6.18)
93
где т — масса самолета, кг; К — аэродинамическое качество.
Схема расчета для выбранной высоты приведена в табл. 6.3.
6.4. ПОДБОР ВОЗДУШНОГО ВИНТА К САМОЛЕТУ
В некоторых случаях, когда самолет спроектирован и двигатель
к нему выбран, возникает необходимость подбора воздушного вин-
та. Задача ставится так.
Имеются характеристики самолета в виде кривых потребной
мощности для ряда высот. Требуется подобрать винт, который дал
бы наибольший КПД на заданном режиме полета.
Процесс выбора винта для легкого самолета включает следу-
ющие задачи:
1) выбор расчетного режима, на который выбирается винт;
2) выбор серии винтов;
3) выбор диаметра винта;
4) выбор шага в случае винта фиксированного шага (ВФШ)
или диапазона углов установки для винта изменяемого шага
(ВИШ).
Расчетный режим, на который выбирается винт, зависит от ти-
па и назначения самолета. Для спортивного скоростного самолета
расчетным является режим максимальной скорости на полной мощ-
ности мотора. Для легких туристических, учебных, сельскохозяйст-
венных и т. п. самолетов расчетным будет режим взлета или режим
горизонтального полета на скорости, обеспечивающей минимальный
расход топлива на километр пути.
На рис. 6. 13 ... 6. 15 приведены характеристики серии винтов,
рассчитанных на относительно невысокие мощности и скорости по-
лета и пригодных для установки на легких самолетах.
Подбор винта выполняется последовательными приближениями,
как указано ниже.
1. Имея мощность мотора и задаваясь КПД винта (порядка
0,8), по кривым потребных мощностей определяют приближенно
расчетную скорость и высоту, для которых должен быть подобран
винт.
2. Задаются рядом частот вращения воздушного винта
п (об/мин).
3. Приближенно определяют диаметр винта (в м) по статисти-
ческой формуле
D=kD
V V^i
(6. 19)
где N— мощность двигателя в л. с.; пм— частота вращения винта
в об/мин; V — расчетная скорость в км/ч; А — относительная плот-
ность воздуха.
Значения коэффициента kD выбирается в зависимости от типа
винта (табл.6.4).
4. Вычисляют коэффициент мощности винта
= 75N/(QncD5) (6.20)
94
Рис. 6. 13. Характеристики серии деревянных винтов
ЦАГИ СДВ-1:
h—шаг винта
и поступь винта
).= V/(ncD),
(6.21)
6.4. Значения коэффициента kD
Тип вита Материал винюв
дерево меI алл
Число лопас1ей
2 4 2 3
Скоростной Скороподъемный Экономичный 98 ПО 104 82 92 89 96 108 103 89 103 99
где пс — частота вращения винта в об/с; q — плотность воздуха:
V — скорость полета в м/с.
По характеристикам винтов различных серий и коэффициентам
(р и 2.) определяют КПД и угол установки винта.
5. Выбирают диаметр и серию винта, соответствующие макси-
мальному КПД.
При выборе диаметра винта необходимо учитывать конструк-
тивные ограничения:
— расстояние от конца лопасти до земля— не менее 250 мм;
— расстояние от воды (для гидросамолетов) — не менее 500 мм;
— расстояние между дисками соседних винтов — не менее
200 мм;
— расстояние от конца винта до любой части самолета, лежа-
щей в плоскости вращения винта, — не менее 200 мм.
Схема выбора винта приведена в табл. 6. 5.
95
Рис. 6.14. Характеристики серии двухлопастных винтов NACA 5868-9
с гондолой рядного мотора
Рис 6. 15. Характеристики серии двухлопастных винтов NACA 3868-3
с гондолой звездообразного мотора
96
6. 5. Схема выбора винта
(Ир, Яр; .V)=const Примечания
пч, об/мин П1 л2 п3 задаются
пс, об/с «с = Ям/60
D Формула (6. 19)
₽ Формула (6. 20)
А Формула (6.21)
<Р По характеристикам винта

D По Т)шах
6.5. РАСЧЕТ И ПОСТРОЕНИЕ КРИВЫХ
РАСПОЛАГАЕМЫХ МОЩНОСТЕЙ
В аэродинамическом расчете самолетов с ПД и ТВД обычно
пользуются методом мощностей. Задача при этом ставится так:
имеются характеристики мотора и характеристики винта; требует-
ся построить кривые Wp=f(V) для ряда высот.
6. 5. I. ПД с винтом фиксированного шага
Для легких самолетов, имеющих относительно небольшие ско-
рости полета (число М полета меньше 0,2), расчет располагаемых
мощностей можно вести по следующей схеме.
1. Задаются рядом частот вращения по внешней характеристике
мотора.
2. Определяют соответствующие им значения мощности и вы-
числяют для каждой пары значений (п, N) коэффициент мощности
винта:
р = 75Л^/(е/г^). (6.22)
3. По характеристике винта для полученных значений р и угла
установки лопасти выбранного винта определяют значения относи-
тельной поступи винта и КПД.
4 879 97
4. Вычисляют скорости полета (в м/с) по формуле
V=}.nt.D. (6.23)
5. Располагаемая мощность для каждого значения скорости
будет равна
ЛГР1,=М)ПВ, (6.24)
где Nq — взлетная или номинальная мощность двигателя.
Схема расчета приведена в табл. 6. 6.
Такое построение повторяют для ряда высот.
6. 6. Схема расчета располагаемой мощности ПД с винтом
фиксированного шага
Угол установки лопастей <p° = const Bwcoia полета /7 = const Примечание
nc «1 л2 пз Задаются
N Снимают с характеристик двига- теля
₽ Формула (6. 22)
Л Снимают с характеристик винта
•Q
И, м/с V=f.n:D
ЛГрп Np = Nor[s
6. 5. 2. ПД с винтом изменяемого шага
На легких самолетах для улучшения их летных характеристик
чаще применяют винты изменяемого шага, поддерживающие посто-
янное число оборотов мотора на всех режимах работы.
Таким образом, располагаемые мощности в этом случае стро-
ятся для условий: (V=const—-номинальная мощность для данной
высоты по высотной характеристике двигателя; п — const — частота
вращения, соответствующая номинальной мощности мотора.
Коэффициент мощности винта
—75N cons| (6.25)
Расчет располагаемых мощностей в этом случае ведется по сле-
дующей схеме.
98
1. Задаются рядом значений скорости полета от Vmln до Vmax.
2. Вычисляют значения относительной поступи винта по формуле
Х=хУ/(«с£>). (6.26)
3. На диаграмме .характеристик винта проводят горизонталь для
данного значения |3, которая пересечет ряд характеристик ВФШ.
В точках пересечения |3 и /. получают значения КПД и угла уста-
новки, которые примут лопасти винта изменяемого шага.
Схема расчета приведена в табл. 6. 7.
6. 7. Схема расчета располагаемой мощности ПД
с винтом изменяемого шага
Летные характеристики самолета определяют из совмещения
кривых располагаемых и потребных мощностей (или тяг), постро-
енных в одних и тех же координатах для разных высот.
На рис. 6. 16 показаны совмещенные на одном графике кривые
мощностей, а на рис. 6. 17 — кривые тяг легких самолетов.
6. 6.1. Горизонтальные скорости полета
Максимальная скорость полета определяется из условия равен-
ства потребной и наибольшей располагаемой мощности. На диа-
грамме мощностей (рис. 6.16) соответствует точке пересечения
кривых потребной и располагаемых мощностей для каждой высоты.
Для самолетов с ПД и ТВД скорость (км/ч)
Vmax=3,6 {/ , (6. 27)
где AZmax — максимальная мощность двигателя на расчетной высоте
в л. с.; т]в — КПД воздушного винта на максимальной скорости по-
лета.
4*
99
N^.C
Рис. 6. 16. Кривые потреб-
ных и располагаемых мощ-
ностей для самолета с не-
высотиым ПД
Р,даЛ
Рис. 6. 17. Кривые потребных и
располагаемых тяг для само-
лета с ДТРД
Для самолета с ТРД и ДТРД
Итах=3,6 V^P^KCxaQS), (6. 28)
где Ртах •— максимальная тяга двигателя на максимальной скорости
и на расчетной высоте, даН.
Наивыгоднейшая скорость полета. Если провести на диаграмме
мощностей касательную из начала координат к кривой потребных
мощностей, можно определить Епп (в км/ч):
где Суанв — коэффициент подъемной силы, соответствующий наи-
выгоднейшей скорости.
Для самолетов с ПД и ТВД [20]
^янв=/лХ9фСха0. (6.30)
Для самолетов с ТРД и ДТРД [22]
(6.31)
Минимальная скорость (скорость срыва) (в км/ч):
^in-3,6 1/—(6.32)
г yoG ya max
где Cya max — максимальный коэффициент подъемной силы; опре-
деляется из поляры самолета.
100
На диаграмме мощностей минимальной скорости соответствует
точка касания вертикальной касательной к кривой потребных мощ-
ностей.
Определив Vmax, Упв и Vmm для всех заданных высот, можно
построить диаграмму их изменения в зависимости от высоты полета.
6. 6. 2. Вертикальная скорость и потолок самолета
Определение вертикальных скоростей самолета выполняется по
кривым потребных и располагаемых мощностей в зависимости от
скорости полета.
Набор высоты самолетом возможен при наличии избытка мощ-
ности:
A7V=7Vp — 7Vn.
Из этого условия вертикальная скорость (в м/с) самолета с ПД
или ТВД равна
V,, = 75(AAn//n. (6.33)
При пользовании кривыми потребных и располагаемых тяг
Vy = (kP)V/m, (6.34)
где ДР=Ррц — Рп— избыток тяги при данной скорости полета;
Рр„ — располагаемая тяга; Рп — потребная тяга для горизонтально-
го полета.
Для определения наибольшей на данной высоте вертикальной
скорости необходимо определить наибольший избыток мощности
(ДЛЭтах или тяги (ДР)тах по скорости полета.
Расчет выполняется по следующей схеме.
1. По кривым потребных и располагаемых мощностей (или тяг)
определяют избытки мощностей для ряда значений скорости поле-
та для одной заданной высоты и строят (рис. 6.18) зависимости
ДЛ^=/(Р).
Рис 6 18 Кривые избытков
мощностей
Рис. 6. 19 Зависимость вер-
тикальной скорости от вы-
соты полета для самолета с
невысоглым ПД
101
2. По кривым AjV=/(V) определяют максимальные избытки
мощности на каждой высоте и Vv max по формуле (6.33).
3. Определяют скорости, соответствующие A/Vmax, т. е. наивы-
годнейшие скорости набора высоты, по графику (см. рис. 6. 18).
4. Строят зависимости максимальных вертикальных скоростей
от высоты полета Vymax = f(H) и определяют теоретический и
практический потолки самолета (рис. 6.19).
Практическим потолком легкого самолета считается такая вы-
сота, на которой Vy max = 0,5 ... 1,0 м/с.
6. 6. 3. Время, дальность полета
и расход топлива при наборе высоты
Одной из важных характеристик самолета является время набо-
ра различных высот и потолка. Для ее определения строят кри-
вую зависимости времени подъема от высоты t=f(H).
Время набора (в мин) высоты//
н
t = (6.35)
60 J Vy
о
где Vy —вертикальная скорость набора высоты в м/с; Н — высота
набора в м.
Время набора высоты (в мин) можно вычислить по приближен-
ной формуле (численно интегрируя 6. 35)
_*//_/_!--\ (б ,36)
Л4 120 \ Vyl Vy!+J
н=о
где А// — интервал высоты при наборе высоты от //, до Vyt —•
вертикальная скорость на высоте //,-, определяемая по зависимости
Vy = f(H); Vyi-Hi — вертикальная скорость на высоте Hi+i.
Схема вычисления времени набора высоты приведена в табл. 6.8.
6. 8. Схема вычисления времени набора высоты
И, м 0 1000 2000 3000 3500
\у, М/с
1 . с/м Vy
\Н / 1 1 \ AZ-- — — + 120 1уу/ 1Д, + 1 )
t, мин
102
В результате расчета строится
зависимость времени набора от вы-
соты полета t='f (Н) (рис. 6.20).
Дальность полета по горизонта-
ли (в км) при наборе высоты АЯ:
ДЛ = 0,06Д/
(6.37)
где А/ — время набора высоты АД
Рис. 6. 20. Барограмма подъема
набора высоты А//
в мин; Ипод — скорость полета по
траектории в м/с; Vy — вертикаль-
ная скорость набора высоты в м/с.
Массу топлива (в кг), необходимую для
можно определить по следующим формулам.
Для самолета с ПД или ТВД
д"Р^Д,,„бАЛнабД//60; (6.38)
6. 9. Схема вычисления дальности и расхода топлива при наборе высоты
Н, м 0 1000 2000 3000 л0 "’"..рак:
Риаб, м/с 1Таб=/(Я)
Ру max, М/С Vy max ~f (Н)
А/, мин Табл. 6. 8
^наб, МИН Табл. 6. 8
AL, км Формула (6. 37)
Lна бт КМ 2AL
Маб, Л. С. Диаграммы мощностей или тяг
Атт, кг Формулы (6.38 . . . 6.39)
наб» КГ 2Дтт
для самолета с ТРД или ДТРД
Д^ = Ср.НаоРнао^/60, (6.39)
103
где СрнабЛ^наб=9ч.наб — часовой расход топлива при наборе высоты
ДЛЯ ПД И ТВД; Ср. набТнаб = <7ч. наб — то же для ТРД или ДТРД.
При отсутствии характеристик конкретного двигателя часовые
расходы топлива можно определить по формулам (6.5), (6. 6) ji
(6. 7) в зависимости от степени дросселирования двигателя N и Р,
где 7У=М,аб/^ном, Р—Рнаб/Рноч ~ соответственно, степени дроссе-
лирования двигателя по мощности и тяге при наборе высоты: NH^,
Рпаб — мощность и тяга двигателя при наборе высоты, определяе-
мые по кривым потребных и располагаемых мощностей (или тяг).
Схема указанных вычислений приведена в табл. 6. 9.
6. 6. 4. Планирование с установившейся скоростью
при наличии тяги
Данный режим встречается при снижении самолета перед захо-
дом на посадку.
Путь планирования при снижении с высоты Hi до Hi+l
, (6.40)
^пл
где 6пл — угол планирования в радианах.
Для самолетов с ПД и ТВД угол планирования при наличии тя-
ги определяется по формуле
Q ___/ С ха пл _ (6 41)
ИЛ I т т I * ' ' •
\ Суа пл Vплт /
где Суа пл ~ (0,5 . . . 0,6) Суа max; Суа max — Коэффициент маКСИМЭЛЬ-
ной подъемной силы крыла без механизации; JV=O, 1—степень
дросселирования двигателя при планировании; т]в. пл — КПД вин-
та, определяемый по характеристикам винта или по формуле (6. 12)
При V= Упл-
Для самолетов с ТРД или ДТРД
0.,л = (Схаги/С6,а„., - Рх.х/т), (6.42)
где Рх. х~0,15Рном — тяга холостого хода; т — масса самолета.
Время планирования
^, = М^пл- (6.43)
Расход топлива (в кг) при планировании для самолетов с ПД
и ТВД
тг = сг„Л„Лл/60, (6.44)
где Сепл — удельный часовой расход топлива при снижении на ре-
жиме работы двигателя; /Пл •— время снижения в мин.
При пользовании обобщенными характеристиками двигателей
«г = ^гномЛГном^1л/60, (6.45)
где дч — коэффициент часового расхода топлива, определяемый по
формулам (6.5), (6.6), (6.7) или по рис. 6. 8 в зависимости от
степени дросселирования двигателя при ТУ ~ 0,1.
104
Для самолетов с ТРД или ДТРД
«т = 9чСр.иомРиоДи.,/60, (6.46)
где q4 — коэффициент часового расхода топлива, определяется по
формулам (6. 5), (6. 6), (6. 7) в зависимости от Р.
6. 6. 5. Дальность и продолжительность полета
Для легких самолетов представляют интерес следующие задачи:
1) определение дальности полета при заданных значениях ско-
рости и высоты полета, т. е. по заданному профилю полета;
2) определение режимов наибольших возможных дальности или
продолжительности полета при заданном запасе топлива.
Общая дальность полета определяется как расстояние, пролетае-
мое самолетом по горизонтали при расходовании запаса топлива
(исключая навигационный запас).
У неманевренных легких самолетов топливо расходуется на
следующих этапах:
1) запуск, проба двигателя и выруливание на старт с места
стоянки;
2) взлет самолета;
3) набор эшелона;
4) горизонтальный полет на крейсерской скорости;
5) планирование с высоты эшелона на высоту Я=15 м;
6) посадка самолета и подруливание к месту стоянки.
Расчет горизонтальной дальности и продолжительности полета
ведется, исходя из соответствующего запаса топлива:
^'т.г.п==== ’ ^т.зем '^г.наб ^т.сн ^АНЗ ^т.ост’ ^7)
где тт. г. п — располагаемый запас топлива для горизонтального
полета в кг; m[va6, mtxn, ягАнз, иг.оП- соответст-
венно, полный запаса топлива в баках; топливо, расходуемое при
работе двигателя на земле; на подъем самолета на заданную вы-
соту; на снижение самолета, аэронавигационный запас, несливае-
мый остаток.
Топливо, расходуемое при работе двигателя на земле, склады-
вается из расхода топлива на запуск и опробование двигателя,
а также на руление по аэродрому.
На запуск и пробу двигателя
^г.зап
С е зап
£е ном-^за1/зап/3600,
(6.48)
где /Зап = 45с — время запуска и пробы для всех типов двигателей
по осредненным данным; се3ап~0,8— коэффициент удельного рас-
хода топлива при запуске; Язап=0,5ЯНОм— средняя мощность дви-
гателя при запуске.
При выруливании на старт и подруливании к месту стоянки
расходуется
.. ^РУЛ
^г.рул рул^е ном-'* Рул ..
И рул
где Ярул = 0,5 Яном ~ мощность двигателя
1
3600 ’
при рулении;
(6.49)
^рул ~
105
«s5,5 — средняя скорость рулением в м/с; Лрул~550 м-—путь, про-
ходимый самолетом за время руления; серул—коэффициент удель-
ного расхода топлива при рулении, определяемый при JV=0,5 по
рис. 6. 7 в зависимости от типа двигателя.
Аэронавигационный запас топлива для легких самолетов выби-
рается из расчета продолжительности полета 0,5 или 0,75 часа на
режиме максимального качества:
^АНЗ *7ч.крейс^г ном^ном^н.в’
где <7ч. крейс — коэффициент часового расхода топлива на режиме
Ата*; определяется по формулам (6. 5), (6. 6), (6. 7) в зависимости
от N или Р; Сеноманом — часовой расход топлива на номинальном
режиме в кг/ч; /нз = 0,5 ... 0,75 ч — продолжительность полета.
Дальность и расход топлива на участке подъема определяется
по расчету, приведенному в разд. 6. 6. 3.
Дальность и расход топлива на участке снижения—см.
разд. 6. 6. 4.
Несливаемый остаток топлива можно взять равным 0,5 . . . 0,7%
от суммарного запаса топлива на борту самолета.
Далее приводится расчет дальности и продолжительности го-
ризонтального полета на крейсерской скорости (при Н = const).
Самолеты с ПД и ТВД
Цля большинства легких самолетов относительный запас топ-
лива тпт<0,3, поэтому расчет дальности крейсерского полета мож-
но вести для средней массы самолета
тср=т0 — О,5/п1.расх=7По(1 — 0,5/пг.расх), (6. 51)
где тт. расх — тт. расх/^о — относительная масса расходуемого топ-
лива.
При расчете по средней массе дальность и продолжительность
крейсерского полета определяются по формулам [21]:
£кре ,с = 270 К ; (6.52)
™ср Се
= (6.53)
V ™ср се
где К—аэродинамическое качество самолета; се — удельный ча-
совой расход топлива в кг/(л. с-ч); т]в •—КПД воздушного винта
при заданной скорости; тт г п — запас топлива на крейсерский ре-
жим полета (77 = const) в кг.
Расчет горизонтальной дальности и продолжительности полета
при заданных (V, Я)=сопэ1 ведется по следующей схеме.
1. Определяют значение Суа-.
Суа = 2тср (Sq^I/2), (6. 54)
где V — заданная скорость полета в м/с.
106
2. По найденному значению Суа находят по поляре величину
Сха и аэродинамическое качество самолета:
к=суа сха.
3. Определяют крейсерскую мощность двигателя, потребную
для горизонтального полета:
ЛК,д=тс,у/(75АЭ. (6.55)
4. Удельный часовой расход топлива се определяют по характе-
ристикам двигателя (при NKV) или по следующему соотношению,
использующему обобщенные дроссельные характеристики двига-
телей:
^=^уном, (6.56)
где с<.пом=0,25 — номинальный удельный расход топлива в
кг/(л. с.-ч); се—коэффициент удельного расхода топлива, опреде-
ляется в зависимости от N=N^INW0V (см. рис. 6. 7).
5. Определяют КПД воздушного винта:
— для винтов фиксированного шага — по характеристикам вы-
бранного винта [р = /(Л)] и по коэффициентам
(racD); (3 = 75A^KP/(e/z?£>5); ‘ (6.57)
— для винтов изменяемого шага — по формуле (6. 12).
6. Дальность полета вычисляют по формуле (S. 52).
Продолжительность крейсерского полета (в ч) при V=const
Крейс = ^крейс '(3,61/hpeftc). (6. 58)
Схема расчета приведена в табл. 6. 10.
Наибольшая дальность полета. При данной полетной массе и
располагаемом запасе топлива согласно (6.52) наибольшая даль-
ность полета получается при
ЛГПв/сг = п1ах. (6.59)
При сравнительно малых скоростях полета легких самолетов
можно принять, что для ПД и ТВД удельный расход топлива се
практически не зависит от скорости полета [9]. Тогда при выбран-
ном винте и известных его характеристиках можно приближенно
принять, что максимальная дальность соответствует режиму мак-
симального аэродинамического качества и наивыгоднейшей скоро-
сти полета:
^кв = V‘^(QHSCyaK}, (6. 60)
где СуаК~ У^ллэфСд-до — коэффициент подъемной силы при К=
Наибольшая продолжительность полета соответствует режиму
полета, при котором
/<Т)вА^Сг) = тах- (6.61)
Условие (6.61) приближенно соответствует экономической ско-
рости полета. Этой скорости на кривых располагаемых и потребных
\
107
мощностей соответствует точка касания горизонтальной касатель-
ной к кривой потребных мощностей.
6.10. Схема расчета горизонтальной дальности и продолжительности полета
V, м/с V, Зачаюгся
Суп По формуле (6. 54)
сха Снимают с поляры
к К= Суа/Сха
NKV, л.с. По формуле (6. 55)
се, г/(л. с.ч)
1в По формуле (6. 12)
^крейс, км По формуле (6. 52)
^крейс» 4 По формуле (6. 58)
Зная скорости Кнв и V3I!, по формулам (6. 52), (6. 53) можно оп-
ределить максимальную дальность и продолжительность полета
Самолеты с ТРД и ДТРД
Как и в предыдущем случае, расчет можно вести по средней
полетной массе. Дальность (в км) и продолжительность (в ч) крей-
серского полета можно определить по формулам
L —14 4
^креис ’ Х-.
Ъ ха
, __ Суа
^крейс— г
ха
1 г.г.п .
Ср 4^ Д5 ^Иср
1 т,.гл
Ср Wlcp
(6.62)
(6.63)
где Л = ро/с?н — относительная плотность воздуха.
Расчет дальности полета при заданных значениях высоты и ско-
рости полета ведется по следующей схеме.
1. Для средней массы по формуле (6. 54) определяют значение
коэффициента подъемной силы.
2. По поляре самолета снимают значение Сха в зависимости
ОТ Суа~
108
3. Определяют крейсерскую тягу двигателей:
P^ = iCxa/Cya)mcv. (6.64)
4. По обобщенным характеристикам определяют удельный рас-
ход топлива:
с — с с о (6* 65)
где ср — относительный удельный расход топлива, определяемый iio
рис. 6. 7 в зависимости от степени дросселирования по тяге Р\
Ср. ном — удельный расход топлива на номинальном режиме.
Пр иведенные на рис. 6. 7 значения ср соответствуют режиму
(V, Д)=0.
Удельный расход на заданной скорости и высоте полета можно
определить для ТРД и ДТРД по высотно-скоростным характери-
стикам двигателя или по приближенным формулам, например по
формуле (6. 14).
Максимум дальности горизонтального полета для самолетов с
ТРД и ДТРД приближенно соответствует режиму полета по фор-
муле (6. 62) при максимуме отношения Vcya\cxa.
Значение Суа, соответствующее максимуму отношения
Ус^сла , из поляры самолета равно [21]
(с^)стах=гХФ^а0/з. (6.66)
При этом скорость полета
VL =|/--------
тах V Q(Cya)LnaxS
(6.67)
а аэродинамическое качество на режиме максимума дальности для
самолетов с ТРД и ДТРД равно [21]
*Г£|пах= °’5 /ЗКтах=0,866/<тах. (6. 68)
Схема расчета аналогична схеме расчета дальности самолетов
с ПД и ТВД (см. табл. 6. 10).
6. 6. 6. Взлетно-посадочные характеристики
Условия взлета накладывают ограничения на выбор основных
параметров самолета: энерговооруженности, нагрузки на крыло и
массы самолета.
В работе [27] даны требования к взлетно-посадочным харак-
теристикам легких самолетов, исходя из условий их эксплуатации
на сети существующих ВПП.
Для самолетов, эксплуатирующихся на ВПП с искусственным
покрытием, должно выполняться условие
7-пвпп=7-разб + 7,/-{-Лпров-{-150<( 650 м. (6.69)
Здесь £п впп — потребная длина ВПП с искусственным покрытием;
7-разб — длина разбега самолета; Lnp06 — длина пробега; Lt — рас-
109
Точки oma.pmrz
Z^y/^y/pfZZ^P/Z,
Lftno=75M Lpp50^
Lpaotf
L npotf
I-ci—Z5m
Lrp 50м
L потр. ивпп (^ООм)
//WW/x
t-KOS^M
L питр влп (650м)
Точка, старта,
\ Lpa3!f
Lt
L npotf

Lot — ?5м
P * L поmp гвпп (550м)
Рис. 6.21. Расчетная схема параметров ВПП для легких само-
летов
стояние, проходимое самолетом за время срабатывания автоматики
тормозов и принятия пилотом решения при прерванном взлете,
^ = Vorp/s, (6.70)
где /е=3 с — суммарное время принятия решения пилотом и вре-
мя срабатывания автоматики тормозов.
Общая потребная длина ВПП грунтового аэродрома равна
Д1Впп=7-разб-|-Л/-|-Л1,роб-|-25<С 550 м. (6.71)
На рис. 6. 21 приведена расчетная схема размеров ВПП для лег-
ких самолетов по данным работы [31].
Расчет взлетной дистанции
Взлетная дистанция легких самолетов определяется в соответст-
вии со схемой (рис. 6. 22) и складывается из длины разбега и воз-
душного участка, на котором самолет разгоняется до безопасной
скорости и поднимается на высоту 10 м:
^•взл = Л>азб + ^в.уч’ (6.72)
где /.в. уЧ — длина воздушного участка в м.
Длина разбега определяется по приближенной формуле [11]
L т0 У2 огр (6 731
•^разб 4g г. 1 тп 2 1и- *°)
Рср ——fmCI з Квзл з' 0
где Рср— средняя тяга двигателей, начиная с момента старта до
скорости отрыва, даН; 7СВзл — аэродинамическое качество самолета
на угле атаки, соответствующем скорости отрыва, определяемое по
поляре самолета; f — коэффициент трения колес о землю.
Средняя тяга двигателей для самолетов с ТРД и ДТРД
Рср^(О,95...О,97)Ро. (6.74)
по

Рис. 6. 22. Стадии взлета
Для самолетов с ПД и ТВД
Pcp=150^B3JIT]B.olp/VOfP, даН; (6.75)
Лв.отр — КПД винта, берется на скорости 1/ = 0,71/отр.
Коэффициент трения колес при взлете определяется в зависи-
мости от вида и состояния ВПП и имеет следующие значения.
v Сухое бетонное покрытие ....
Мокрое бетонное покрытие .
ВПП с травяным покровом .
х/ВПП с мокрым травяным покровом .
Твердый грунт...................
Покрытая снегом, обледеневшая ВПП
Мягкий песчаный грунт ....
Мокрый снег.....................
0,03 .. . 0,04
0,04 . . . 0,06
0,06 . . . 0,07 Q
0,10... 0,12 '
0,08... 0,10
0,10... 0,12
0,12 ... 0,3
0,3
Скорость отрыва (в м/с) для самолетов с ТРД и ДТРД
Vol.p=/2/n0/(e0SCyaorp), (6.76)
где Суа отр—0,7 Суа maxi Гуптах коэффициент максимальной подъ-
емной силы при взлетной конфигурации самолета.
Для самолетов с ПД и ТВД
^огр^КЗ/ПоЛео^С^отр^отр)’ (6-77)
где &отр — коэффициент, учитывающий увеличение Суа отр вследст-
вие обдувки крыла винтом,
Логр= 1+ Ротр”" -^4 , (6. 78)
Р «'огрТ'в 1 '
где Л>тр~ 1,4/VB3JI — тяга воздушного винта на скорости V—
= 0,7УОтР [9]; нв — количество винтов; /„—площадь диска одного
винта в м2; <7отР — скоростной напор, определяется при скорости
V= 1,2Vmin; Ад — обдуваемая площадь крыла в м2.
Длина воздушного участка взлетной дистанции (в м) определя-
ется приближенно по формуле
где ДРСр — избыточная средняя тяга при выдерживании и наборе
высоты //=10 м;
ДРср = 0,5(Д/>отр + Д/>наб), (6.80)
111
где ДРотр — избыточная тяга при 17=Уотр; ДРнаб— избыточная тя-
га в'конце воздушного участка.
Для самолетов с ТРД и ДТРД избыточные средние тяги ДРОтр
и ДРнаб определяют как разницу между располагаемыми и потреб-
ными тягами при скорости Ротр и скорости в конце набора безопас-
ной высоты Н = 10 м.
Скорость в конце набора высоты И =10 м:
— для самолетов с ПД и ТВД
1/най.к=;(1,2...1,3)1/отр; (6.81)
— для самолетов с ДТРД
1/наб.к^(1,1...1,2)1/,гр. (6.82)
Для самолетов с ПД и ТВД избыточные тяги (в даН) опреде-
ляют по формулам
ДРотр = 75ДЛ7отр/1/отр; (6.83)
^PHa6.K^5^NHa6JV^K, (6.84)
где ДЛ^отр, ДЛ^наб. к — избыточные мощности (определяют из диа-
грамм располагаемых и потребных мощностей при скорости И0Тр и
Рнаб. к) •
Длина посадочной дистанции
Длина посадочной дистанции определяется в соответствии со
схемой (рис. 6. 23):
Т'пос.д:= -7Пл 4" 7.выр 7.выд-(- Z.npog, (6. 85)
где Лир — длина участка планирования с высоты /7=15 м; ТВыр —
длина участка выравнивания; ТВыд — длина участка выдерживания;
Дпроб — длина участка пробега.
Длина участка планирования
(б-8б>
где /7ВЫр—-высота участка выравнивания самолета в м; 9 —угол
планирования в град.
Рис. 6. 23. Стадии посадки
112
г
Для самолетов с ТРД и ДТРД угол планирования (в рад) равен
6..=^-—У (6-87)
\С у а пл ^7 пос /
где Суа пл = (ОД • * • 0,5) Суапос’? Суа пос==0,бСуд max, Сда пл значение
Сха при планировании определяется по поляре самолета; Суатях
коэффициент максимальной подъемной силы при посадке; Рх
«0.1Аюм — тяга холостого хода; тпос — посадочная масса само-
лета.
Для самолетов с ПД и ТВД
g /Схаил 73N<,xTin.n.i \ (g. gg)
Х^г/аил Ki.i^uoc /
где Л^х. х ~ 0,15М,о» — мощность мотора при планировании; Т1в.пл —
КПД винта, определяется по характеристикам винта при V=Vm
или по формуле (6. 12).
Высота (в м) участка выравнивания
ЯВЫР=АВЬ1Р6ПЛ. (6.89)
Длина (в м) участка выравнивания
т/2 л
L =-----------, (6. 90)
ВЫР З.бЗ^СС^внр/С^пл-!)
где С,1а ВМр » (0,5 . . . 0,6) Суа тах — коэффициент подъемной силы
при выравнивании самолета;
ИВЫр=(Кпл + К.(,с)'2, (6-91)
Квыр — скорость выравнивания.
Скорость планирования и посадочная скорость определяются,
соответственно, по формулам:
1/11Л=У2/п,ос/.е^С,а1|1); (6.92)
l/,,oc=0,94|'2mI[OC/(QoSC,a,nax). (6.93)
Длина участка выдерживания определяется по приближенной
формуле
4Ы1~^(^л-^,0С), (6.94)
где Ктах — максимальное качество самолета в посадочной конфи-
гурации (определяется по поляре самолета).
Длина участка пробега (в м)
т/-2
f _ ^пос -г -ПОС
“проб “Z ' Z
1 ^ПОС 2
Т Т- + Т /т,,ос
О /\ сд о
(6. 95)
где f=0,2 ... 0,25— коэффициент трения заторможенных колес о
покрытие ВПП; Кст — аэродинамическое качество самолета при его
стояночном положении в посадочной конфигурации; Кст—-опреде-
ляется по поляре самолета.
113
ГЛАВА 7
ОСОБЕННОСТИ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ЛЕГКИХ
МНОГОЦЕЛЕВЫХ САМОЛЕТОВ
ДЛЯ НАРОДНОГО ХОЗЯЙСТВА
7. 1. ОБЛИК ЛЕГКИХ САМОЛЕТОВ
ДЛЯ НАРОДНОГО ХОЗЯЙСТВА
Многие отрасли народного хозяйства нашей страны — здраво-
охранение, лесное хозяйство, метеослужба, служба геодезии и кар-
тографии, строительные и промышленные предприятия — использу-
ют легкие самолеты. Потребность в простых, сравнительно деше-
вых и небольших самолетах диктуется, в частности, бурным раз-
витием северных и восточных районов СССР (перевозка пассажи-
ров, грузов и почты, работы, связанные с прокладкой нефте- и газо-
проводов, строительством железных дорог и т. п.); она связана
также с увеличением подвижности сельского населения, особенно
в связи с ростом его благосостояния. Если пассажирские, грузовые
и почтовые перевозки на местных воздушных линиях (МВЛ) Аэро-
флота в среднем по Союзу удваиваются за каждые 10 лет, то на
Востоке и Севере страны они удваиваются за каждые 5 лет.
Масса и размеры легких самолетов определяются следующими
условиями их эксплуатации и характеристиками потребной целе-
вой нагрузки.
1. Средняя протяженность МВЛ составляет 250 . . . 270 км, сред-
нее расстояние между дозаправками около 400 км [34].
2. Время патрулирования лесов должно быть не менее четырех
часов.
3. Суточные отправки на 50% МВЛ не превышают семи человек,
а на 80% МВЛ они составляют 8 . . . 15 пассажиров.
4. Взлетно-посадочные полосы длиной 500 м и более составляют
97% всех аэродромов МВЛ. Только 2 ... 3% полос имеют длину ие
более 400 м. Основная масса аэродромов МВЛ имеет длину 600 . ..
650 м [34].
5. Физический налет легких самолетов распределяется пример-
но следующим образом (без учета сельскохозяйственных работ):
патрулирование лесов и тушение лесных пожаров . . . 9 ... 11%
санитарные перевозки...................................10 ... 12%
воздушные съемки, работы в геодезии и картографии . 6 . . . 7%
перевозки пассажиров, грузов и почты *................ 36 . . . 38%
транспортные и административно-связные работы в про-
мышленности .............................................. 34... 36%
6. Потребная целевая нагрузка:
— в пассажирском варианте 5 ... 7 пассажиров, почта, груз
(всего 500 . . . 700 кг) —первая весовая категория легких самоле-
тов МВЛ; 15... 18 пассажиров, почта, груз (всего 1500...
* Среднегодовой коэффициент коммерческой нагрузки на МВЛ с суточной
отправкой 5... 7 пассажиров составляет 75%, а с суточной отправкой 8...
15 пассажиров — 72,5'°/о.
114
1800 кг) — вторая весовая категория легких самолетов МВЛ;
— в санитарном варианте — двое носилочных больных и двое
сопровождающих медработников, медоборудование обьемом не ме-
нее 1 м3 (всего около 400 кг);
— в лесопатрульном варианте — четыре парашютиста-пожар-
ника, оборудование и груз габаритами 0,5x0,4x0,4 м (в сумме око-
ло 400 кг).
Для патрулирования лесов, санитарной службы, для перевозки
5 ... 7 пассажиров, для воздушных съемок, а также для транспорг-
но-связных работ целесообразно иметь легкий самолет первой весо-
вой категории* Такие самолеты принято называть многоцелевы-
ми. Они должны допускать быстрое (не более шести человеко-ча-
сов) переоборудование одного варианта в другой, возможность
эксплуатации на колесах, лыжах и поплавках.
На облик и массу легких многоцелевых самолетов оказывают
влияние, кроме изложенного выше, следующие требования.
1. Шум в кабине экипажа и в пассажирской кабине не должен
превышать значений, регламентируемых предельным спектром.
2. Шум на местности от самолета не должен превышать 93 . . .
95 PN дБ.
3. Компоновка кабины экипажа должна предусматривать воз-
можность размещения двух членов экипажа и установку двойного
управления.
4. Удельный объем багажников должен быть не менее 0,2 м3 на
одного пассажира. Почтовое помещение объемов 0,2 .. . 0,4 м3 не-
обходимо изолировать.
5. Общий технический ресурс конструкции самолета — не менее
20 ... 30 тыс. полетов.
6. Расчетная посадочная масса должна быть равна взлетной.
7. На колесном шасси самолет должен обеспечить регулярную
эксплуатацию на грунтовых подготовленных и неподготовленных
аэродромах с удельной прочностью не менее 3 даН/см2.
8. Самолет должен допускать эксплуатацию в диапазоне темпе-
ратур наружного воздуха —60 . . . +50° С при относительной влаж-
ности 100%, а также при боковом ветре не менее 10 м/с.
9. Самолет должен быть оборудован системой отопления и вен-
тиляции кабин. Если расчетная высота полета более 3 км, то ка-
бина должна быть герметичной.
10. Должна быть обеспечена защита двигателей от попадания
камней и грязи при взлете и посадке.
11. Навигационно-пилотажное оборудование должно обеспечи-
вать визуальный полет, полет по приборам вне видимости земли
и заход на посадку по минимуму 60X800 м (60 м —высота нижней
кромки облачности, 800 м — дальность горизонтальной видимо-
сти) .
* В связи с тем, что условия эксплуатации и потребные летные характери-
стики самолетов для сельского хозяйства резко отличаются от условий эксплуа-
тации самолетов другого назначения, сельскохозяйственные самолеты обычно вы-
деляются в специальный тип легких самолетов (см. гл. 8).
115
12. Пол грузовой кабины должен быть рассчитан на удельную
нагрузку 400 даН/м2.
Более подробные требования к многоцелевым легким самолетам
излагаются в технических заданиях на проектирование конкретных
типов самолетов.
Из всех вопросов проектирования легких многоцелевых самоле-
тов для народного хозяйства ниже рассмотрены особенности схе-
мы самолета и выбор его основных параметров.
7. 2. О СХЕМЕ ЛЕГКОГО МНОГОЦЕЛЕВОГО САМОЛЕТА
При проектировании самолетов любого назначения обычно ана-
лизируются несколько возможных (конкурирующих) схем. Если
этот анализ проводится при фиксированных значениях скорости и
дальности полета, заданной ВПП, известном типе и количестве дви-
гателей, одинаковом во всех вариантах оборудовании и при задан-
ной целевой нагрузке, то критерием выбора наилучшей схемы яв-
ляется взлетная масса самолета. Можно также использовать при-
ращение взлетной’массы для различных схем самолетов, опреде-
ляемое, например, методом градиентов взлетной массы [5].
Схемы «утка» и «бссхвостка» не получили, как известно, рас-
пространения в дозвуковой авиации. По-прежнему доминирующей
схемой дозвуковых самолетов, в том числе и легких многоцелевых,
является нормальная схема с оперением позади крыла.
Представляет интерес развитие этой схемы для обсуждаемого
класса самолетов с реактивными двигателями.
Задача состоит в следующем.
Если на легком самолете, у которого эквивалентный диаметр
фюзеляжа сравнительно небольшой (1,7... 1,8 м), а оптимальная
относительная толщина крыла у корня, наоборот, весьма значи-
тельная (14 . . . 18%), расположить крыло в районе центра масс
целевой нагрузки — снизу или сверху (для уменьшения разбега
ьентровкн загруженного и пустого самолета), то мидель фюзеляжа
вместе с центропланом существенно возрастает. Примерами таких
самолетов-низкопланов являются Як-40 и HS-125 «Джет Драгон»
(рис. 7. 1 и 7. 2). При этом на 15 . . . 20% растет коэффициент аэро-
динамического сопротивления самолета Сх0, а максимальное аэро-
динамическое качество уменьшается на 7 . . . 9% по сравнению со
схемами, представленными на рис. 7. 3 ... 7. 5 (самол-еты-среднепла-
ны или полунизкопланы с кормовым расположением двигателей).
Продольные силовые элементы центроплана в последнем случае
(рис. 7. 3 . .. 7. 5) располагаются позади целевой нагрузки. У этой
схемы возрастает разбег центровки загруженного и пустого самоле-
та, а для взлета требуется более мощное горизонтальное оперение,
чем в первом случае (см. рис. 7. 1, 7.2). И все же данная схема
в последнее время все чаще применяется на легких реактивных
пассажирских самолетах, так как кроме аэродинамического совер-
шенства дает возможность существенно (в 1,6... 1,8 раза) умень-
шить расстояние от земли до пола кабины (улучшаются условия
погрузки и разгрузки), снизить массу двери-трапа и носовой стойки
116
Рис. 7. 1. Самолет Як-40 (СССР)
Рис 7.2. Самолет HS-125 «Джет Драгой» (Англия)
Рис. 7. 3. Самолет HFB «Ганза» 320 (ФРГ)
Рис. 7. 4. Самолет IAI «Уэствинд» (Израиль)
117
Рис. 7. 5. Самолет Цессна «Ситейшн» (США)
Рис. 7. 6. Самолет Бе-32 (СССР)
118
г
Рис. 7. 7. Самолет GAF-24 «Номад» (Австралия)
Рис 7. 8. Самолет «Мерлин-ША» (США)
119
шасси. Кроме этого в новой схеме (рис. 7. 3 ... 7. 5) более рацио-
нально используется объем хвостовой части фюзеляжа (возрастает
плотность компоновки).
Что касается схемы легких многоцелевых самолетов с ПД и ТВД,
то классическая (нормальная) схема здесь не имеет какого-либо
развития. На новых легких турбовинтовых самолетах Бе-32 (рис.
7.6), GAF-24 «Номад» (рис. 7.7) применяется высокопланная схе-
ма. Схему, аналогичную GAF-24, имеет и самолет Ан-28, являю-
щийся развитием легкого самолета Ан-14 «Пчелка».
Большинство американских легких турбовинтовых самолетов
«общего пользования» имеют классическую низкопланную схему
(рис. 7. 8; 7. 9).
Параметры названных выше легких самолетов даны в прило-
жении.
7.3. ЧАСТНАЯ ОПТИМИЗАЦИЯ ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ
ЛЕГКОГО МНОГОЦЕЛЕВОГО САМОЛЕТА
ДЛЯ НАРОДНОГО ХОЗЯЙСТВА [3]
Выбор параметров самолетов производится, как известно, на ос-
нове решения задачи многопараметрической оптимизации. При
окончательном выборе учитываются как теоретические оптимумы
параметров, так и практические соображения, не вошедшие в кри-
терий оценки, например возможность развития (модификации) са-
молета, удобство эксплуатаций и т. п. При этом немаловажную
роль играет и такое обстоятельство, как глубина оптимума. Если
оптимум данного параметра пологий, то свобода выбора величины
его, естественно, возрастает.
Рассмотрим в качестве примера четырехмерн)ю задачу прибли-
женной оптимизации взлетной массы, площади и удлинения кры-
ла, а также крейсерской скорости гипотетического легкого много-
целевого самолета при заданных (варьируемых) значениях дально-
сти полета, длины разбега и двух вариантах механизации крыла:
Рис. 7.9. Самолет «Супер Кинг Эр 200» (США)
120
— шарнирных закрылках и зависающих элеронах;
— шарнирных закрылках по всему омываемому размаху кры-
ла (роль элеронов в этом случае выполняют интерцепторы).
Будем считать, что самолет имеет свободнонесущее нестрело-
видное крыло по схеме полунизкоплан и Т-образное оперение. Си-
ловая установка соответствует концепции (Р/г) двигателя (см. гл.
2) и состоит из ДТРД АИ-25 со взлетной тягой 1500 даН и допол-
нительного пускового и аварийного ДТРД тягой 275 даН, исполь-
зуемого при запуске основного двигателя АИ-25, а также в случае
его отказа в полете.
Считаем, что самолет будет иметь следующий налет по видам
работ:
в лесной промышленности . . . . 10%
санитарные перевозки................................12%
в геодезии н картографии.............................6%
перевозки пассажиров, грузов и почты................37%
работы в промышленности.............................35%
Итого 100%
Целевая нагрузка самолета на первых трех видах работ состав-
ляет 400 кг, на местных воздушных линиях Аэрофлота — 700 кг,
в промышленности — 600 кг.
В качестве критериев оценки параметров самолета в различных
вариантах его применения выбираем:
А/^рейс, коп/км — в лесной промышленности, в санитарной авиа-
ции, на траспортно-связных работах;
А, коп/ч —• в геодезии и картографии;
А/^ком^омУрейс), коп/(т-км) — при перевозке пассажиров, гру-
зов и почты на местных воздушных линиях (МВЛ).
Здесь А — стоимость часа полета; йКом=0,75 — коэффициент
средней годовой загрузки на МВЛ.
Суммарный критерий as, коп/(т-км), многоцелевого самолета
имеет вид составного (суммарная себестоимость перевозок):
= (^Л + ^2) а, ^рейс + ^3А + Г4А/(АзагРтц.н1/рейс)> (7- 1)
где kb k2, ks — размерные коэффициенты, приводящие к размерно-
сти [коп/(т • км) ];
fej= 1/тц.н= 1/0,4, 1/т — на лесоавиационных и санитарных рабо-
тах; k2= \/та, н= 1/0,6, 1/т — на транспортно-связных работах;
1/(тц.НУЛ) = 1/(0,4Va), ч/(т-км)—на аэрофотосъемках и в
геодезии; V а —^скорость полета, соответствующая минимуму часо-
вых расходов; Ti —0,22—доля налета в лесной промышленности и
на санитарных работах; 72=0,35 — доля налета на транспортно-
связных работах; Гз—0,06 — доля налета в геодезии и картогра-
фии; 71=0,37 — доля налета на МВЛ.
Расчет стоимости летного часа ведем по методике, изложенной
в [5] при следующих константах, взятых для примера:
амортизационный ресурс конструкции самолета ... 20 000 ч
межремонтный срок службы конструкции самолета . . . 5 £00 ч
121
амортизационный ресурс двигателя.......................6 000 ч
межремонтный срок службы двигателя . . . . - . , 2 000 ч
серия самолетов........................................1 000 шт.
среднегодовой коэффициент коммерческой загрузки . . . 0,75
Другие ограничения при решении задачи: самолет должен'экс-
плуатироваться с грунтовых аэродромов (средний коэффициент
сопротивления качению колес /Кач = 0,1); шасси неубирающееся с
обтекателями; высота полета не более 3 км (в расчетах 2 км);
служебная нагрузка 900 кг; суммарная масса силовой установки
500 кг; угол отклонения закрылков при взлете дзакр=20°; угол
атаки крыла при отрыве аОТр=10о; длина фюзеляжа /ф=10,5м; ме-
ханизация передней кромки крыла отсутствует.
Особенность вычислительного алгоритма данной задачи состо-
ит в определении взлетной массы самолета из двух условий: за-
данного значения £разб [6]; из уравнения баланса массы самолета.
7.3.1. Вычислительный алгоритм
Взлетная масса самолета из условия заданной длины разбега
находится из уравнения
SCyoip^Qo (^К^’с'/т0 /кач)
где fey = 0,91—коэффициент, осредняющий тягу на взлете; р0 =
= 0,125;/кач=0,1; §=9,81.
Коэффициент подъемной силы при отрыве, входящий в (7.2),
равен
Суа отр=С>оГр + [0,03528° - 0,413 - 10~з (8“)2]SKp.3/S +
+ [0,0338°л -0,413-10-з (8°л)2] (1 - 5KP,/S) + зс.„ + 0,15. (7.3)
При сужении крыла в плане г) = 2,5
С^=0,104л/(л + 2). (7.4)
Прирост Су отр вследствие влияния земли равен [10]
ДСуазеч=0,3-0,255Л 6а + 0,075(й/М2, (7.5)
где h — расстояние от земли до конца САХ крыла в м;
Если, например, принять т) = 2,5; h= 1,24 м; аОТр=10о; б3 = 203;
SKp.3/S = 0,72, то
Суогр = 1 >04Х (ХЦ-2)— 0,288 У X/5-f-0,096X/5-f-
4-0,009258°л - 0,116 • 10"3 (8°эл)2 + 0,84. (7.7)
Определение то из уравнения баланса массы самолета. Пред-
ставим взлетную массу самолета в виде суммы масс крыла,^опере-
ния, фюзеляжа, шасси, оборудования и управления, силовой уста-
новки, служебной нагрузки, целевой нагрузки, топлива:
122
т0=mK₽ + m01I + тф + тш + mo6.y„p -j- mCy + /псл + '«ц.н+«t •
Возьмем массу крыла по формуле (3. 13), массу оперения по
формуле (3. 26), массу фюзеляжа — по формуле (3. 20), массу шас-
си по формуле (3. 29) при следующих ограничениях:
*мех=1; ^>„-=1; *мГ=1; ?=о,825;
лр = 6; 0=1; со=О,18; П=2,5; Х=0°;
Агк=1,0; Ам= 1; SOI)/S=0,4; Ас.у = 1,14; /2нзб=0;
/ф= 10,5 м; йо61= 1; Аш=1; />Ш.Г1=4 даН/см2;
Лш.гл=1.25 м.
Тогда имеем шкр = 23,8- 1О~4/пол ^5; (7.8)
mon = 0,4S(4,4 + 0,8- 1О“3/по); (7.9)
/Пф=44,3/По/4; (7. 10)
/иш = 0,0488/ло. (7.11)
По конструктивной проработке принимаем
/по6у„р = 370 + 0,0158/п0; /пс.у = 500 кг; /псл=90 кг; (7. 12)
/пц-н=600 кг (среднее значение).
Таким образом,
7/г0=23,8- 1О-4/пол /5 + 0,45(4,44-0,8- 10~Х) +
+44,3///++1560+mt. (7.13)
Уравнения (7. 2) .. . (7. 7) и (7. 13) решаются на ЭВМ. совмест-
но методом итераций.
Входящая в (7. 13) масса топлива вычисляется по формулам
(3. 38), (3. 39).
При расчетах могут быть приняты следующие зависимости.
Максимальное аэродинамическое качество:
7^тах=О,5 У ЛЛэф/С+о- (7- 14)
Эффективное удлинение крыла
Хаф=Х/(1 +0,03k). (7.15)
Коэффициент Схао с неубирающимся шасси
Сха0—0,021 + 0,013-30/5. (7.16)
Значения тяги, удельного часового расхода топлива и времени
на различных этапах эксплуатации самолета с двигателем АИ-25
таковы.
Этапы полета 1 2 3 4 5
Р, даН ГПо/Кгаах 100 4 Кт ах Рпотр(У, S
Ср, кг/(даН ч) 0,73 1,00 0,66 0,70 0,535 + + 0.613Х X10~3V
t, ч 0,278 0,278 0,10 0,75 L/V—90/V
123
Здесь этапы полета: 1 — набор высоты; 2 — снижение; 3 — на земле; 4 — по-
лет с навигационным запасом; 5 — крейсерский полет. Значения / = 0,278 ч по-
лучены при Н— 2 км и Vy = 2 м/с. В столбце 5 L в км, V в км/ч.
Несливаемый остаток топлива принят равным 6 кг.
Расчетное уравнение для определения потребной массы топли-
ва (в кг) имеет вид
= О>794то |(0,021 + 0,013-30/5) (1+0,037)у,5 +
L х. J
+ (0,535 + 0,613- 10-V)(A V-90/У)Ркрейс + 60, (7. 17)
где тяга (даН) в крейсерском полете
/>крейс = 0,0814.10-W2 + 0,00151^+^-^^- . (7. 18)
ОУ 2 Д
Здесь скорость полета V в км/ч.
7. 3. 2. Результаты и анализ решения
Результаты решения задачи на ЭВМ представлены на рис.
7. 10... 7. 15.
Оптимальная скорость полета (рис. 7. 10).
Увеличение VOpt при уменьшении Lv есть, с одной стороны, ре-
Рис. 7. 10. Зависимость опти-
мальной скорости полета от
расчетной дальности при раз-
личной длине разбега:
/ Тразб = 150 м: 2 1-ра3б = 175 м-
3—Траз6 = 200 м; —---на взлете
зависающие элероны (10°) и закрыл-
ки (20°); —---- — на взлете за-
крылки по всему омываемому раз-
маху (20°)
акция критерия опенки на уменьше-
ние рейсовой скорости, а с другой
стороны, рост 1+pt объясняется
уменьшением площади крыла и си-
лы аэродинамического сопротивле-
ния при заданном двигателе.
Увеличение длины разбега при-
водит к уменьшению площади кры-
ла и, соответственно, к росту УОрь
Переход к более мощной механи-
зации крыла приводит к некоторому
росту VOpt (при Lpa36= 150 м).
Заметим, что значение VOpt=
= 340...400 км/ч при Lp=400 . . .
. . . 500 км и LPa36= 150 .. . 175 м сов-
пало с результатом, полученным
Л. В. Коноваловой путем исследо-
вания операций для случая патру-
лирования лесов, а также в сани-
тарной авиации [4].
Скорость полета более 400 км/ч
на высоте ^2 км представляется
124
удлинения крыла от расчетной даль-
ности полета при различной длине
разбега. Обозначения аналогичны
рис. 7. 10
ной площади крыла от расчетной
дальности полета при различной
длине разбега. Обозначения ана-
логичны рис. 7. 10
нецелесообразной, так как приведет к увеличению перегрузок от
порывов ветра, уменьшению срока службы конструкции самолета,
снижению комфорта пассажиров и экипажа. Кроме этого, при
К>400 км/ч необходимо переходить к убирающемуся шасси, что
снижает уровень надежности и простоты самолета.
Оптимальное удлинение крыла по Lp представлено на рис. 7. 11.
Увеличение Xopt при Lp=300 км объясняется уменьшением пло-
щади крыла. Для сохранения длины разбега при уменьшении S
система стремится к увеличению Суа отр вследствие роста X (точ-
нее, вследствие увеличения Суа по а). Чем меньше площадь кры-
ла — с ростом Lp,— тем больше Zopt при Lp^400 км.
Увеличение XOpt при Lp^500 км по сравнению с Xopt при Lp=
= 400... 450 км объясняется реакцией вычислительного алгорит-
ма на рост массы топлива, взлетной массы и, в итоге, на рост
суммарной себестоимости 1 т-км.
Известно, что с увеличением X снижается сила индуктивного
сопротивления и потребная тяга силовой установки. Уменьшается
также и масса потребного топлива при полете на заданную даль-
ность.
Интересно, что минимум XoPt лежит в диапазоне Lp=400...
...500 км для всех исследованных значений Lpa36= 150 .. . 200 м.
При этом Lopt = 7,5 ... 8,1.
125
Рис. 7 13. Оптимальная взлетная
масса легкого самолета для народно-
го хозяйства Обозначения аналогич-
ны рис. 7 10
Рис. 7 14. Оптимальная нагрузка на
1 м2 крыла при взлете. Обозначения
аналогичны рис. 7. 10
Переход к более мощной механизации —• закрылкам по всему
размаху — приводит к незначительному изменению /-opt (AXopt^
Cl 0,2) при Lp=400 . . . 500 км.
Несмотря на пологий характер оптимума as(X) отступать от
X0Pt нецелесообразно, так как:
— с уменьшением X при S=const ухудшаются посадочные ха-
рактеристики самолета;
— с увеличением X растет С*уа и перегрузка при полете в не-
спокойном воздухе, что приводит к уменьшению ресурса конст-
рукции крыла. Увеличение X на 10% в диапазоне Х=7.. .9 приво-
дит к уменьшению ресурса конструкции крыла также примерно
на 10%.
Оптимальная площадь крыла по Lp дана на рис. 7. 12.
Рост оптимальной площади крыла с увеличением Lp объясня-
ется увеличением взлетной массы при (£разб, /%)=const. Приме-
нение закрылков по всему размаху взамен закрылков и зависаю-
щих элеронов приводит к уменьшению оптимальной площади крыла
на 1 ... 2 м2.
Оптимальная взлетная масса самолета по дальности полета
представлена на рис. 7. 13, откуда видно, что применение более
мощной механизации крыла приводит, как правило, к уменьше-
нию взлетной массы. Наибольшее снижение т0 (90,8 кг) полу-
чается при Lp=400 км и £Разб= 175 м.
126
Оптимальную нагрузку на 1 м2 крыла при взлете иллюстрирует
рис. 7. 14. Интересной особенностью данной задачи является не-
соблюдение линейного закона «квадрата-куба» при изменении мас-
сы самолета по дальности полета, что видно из рис. 7. 14.
В самом деле, при линейном подобии нагрузка на 1 м2 крыла
должна следовать закону А>=; у т0 (гДе § — коэффициент про-
порциональности), т. е. должна расти с увеличением т0 [5].
В рассматриваемой же задаче нагрузка на 1 м2 крыла умень-
шается с ростом взлетной массы. Известно, что статистика по
самолетам во всем диапазоне взлетных масс (1...300 т) прибли-
женно следует закону линейного подобия [5]. Объясняется это
тем, что размеры самолетов, характеристики силовой установки и
летные данные (дальность полета, длина разбега и др.) непре-
рывно изменяются с ростом взлетной массы. В нашей же задаче
эти предпосылки линейного подобия не соблюдаются: размеры
неизменными, как и длина
фюзеляжа при изменении ьр остаются
разбега. Тяга двигателя и масса сило-
вой установки также являются конс-
тантами. Поэтому в данной задаче при
увеличении Lv взлетная масса растет
медленнее, чем площадь крыла, а от-
ношение этих величин p0=m0/S
уменьшается.
Из рис. 7.14 видно, что переход к
более мощной механизации крыла
приводит к росту оптимальной нагруз-
ки на 1 м2 крыла при взлете на 5 . . .
10 кг/м2.
Зависимость суммарной себестои-
мости перевозок от длины разбега да-
на на рис. 7.15. Видно, что за уменьше-
ние длины разбега приходится распла-
чиваться ухудшением экономичности
самолета при Lp=const. Основная
причина этого — увеличение площади
крыла и, как следствие, уменьшение
скорости полета при уменьшении рас-
четной длины разбега *.
Увеличение суммарной себестои-
мости перевозок с ростом расчетной
дальности при Lva35 — const объясня-
ется увеличением массы потребного
топлива, массы пустого самолета и
взлетной массы. Не менее важной при-
чиной роста аг(Ар) является сниже-
ние скорости полета при увеличении
Lp вследствие роста площади крыла.
Рис 7. 15. Зависимость суммар-
ной себестоимости перевозок
от длины разбега при различ-
ной расчетной дальности по-
лета:
/—Ьр = 300 км; 2—Ьр = 400 км; 3—
Ьр = 500 км; --- на взлете зави-
сающие элероны (10°) и закрылки
(20°); —---- — на взлете закрылки
по всему омываемому размаху (20°)
В данном случае при неизменном двигателе и на заданной высоте по-
лета
127
Чтобы оценить годовую экономию, связанную с увеличением
расчетной длины разбега и применением более мощной механиза-
ци крыла, воспользуемся формулой
Э= 10-3 - |Д<гЕ| тц.н1/рейсВгод7Ус, (7. 19)
где Э —годовая экономия, руб.; Лая— приращение суммарной
себестоимости 1 т-км, коп/(т-км); Вгод— средний годовой налет
одного самолета, ч/год; Nc — количество самолетов; Vpeac — рей-
совая скорость, км/ч; тц.п— целевая нагрузка, т.
Возьмем для примера тц н=0,6 т; УРейс=300 км/ч; Вгоя—
= 1000 ч/год; jVc=1000; механизации крыла — закрылки и зави-
сающие элероны. При переходе с Lpa36= 150 м к Ёра3б=175 м и
при £р=500 км значение A«s, вычисленное по методике, указан-
ной в [5], равно 2,866 коп/(т-км). Тогда можно получить следую-
щую годовую экономию: Э = 10~3 • 2,866 • 0,6 • 300-106=516 000 руб.
Длина разбега 150 м при MCA соответствует потребной длине
ВПП 400 м, a Lpaa6=175 м — длине ВПП 500 м. Если учесть, что на
долю L впп =£^400 м на местных воздушных линиях приходится
всего 2 . .. 3% аэродромов, а также приведенную выше экономию,
то становится очевидным: при проектировании рассматриваемого
легкого многоцелевого самолета следует принять Евпп =500 м.
В этом случае самолет может использовать 97... 98% всех аэро-
дромов МВД.
Применение закрылков по всему размаху* взамен закрылков и
зависающих элеронов может дать следующую годовую экономию
при Lp=500 км, Lpa36= 175 м и Aas=0,5 коп/(т- км):
Э=10-3-0,5-0,6-300-106 = 90000 руб.
В итоге решения получены следующие характеристики оптими-
зированного легкого самолета при ограничениях: ЕраСч=500 км,
Ераэб=175 м (Ьвпп =500 м), /7=2 км, х=0°, с0=0,18, с двигателем
АИ-25 и закрылками по всему омываемому размаху: т0=3285 кг;
S=28 м2; m0/S= 117,5 кг/м2; Л=7,64; Суа ОТР= 1,68; Екрейс=
= 395 км/ч; А = 67,8 руб/ч; as = 40,6 коп/(т-км)— критерий
оценки.
Интересно, что по критерию «часовые летные расходы» резуль-
тат оптимизации при тех же исходных данных будет другим: т0=
= 2960 кг; 8=22 м2; m0/S=135 кг/м2; Z=6,5; Суа 0ТР= 1,65;
Екрсйс=207 км/ч; А = 51,2 руб/ч — критерий оценки, as = 87,6 ко
(т-км).
7.4. ПАРАМЕТРЫ ПАССАЖИРСКИХ КАБИН
И ФОРМА СЕЧЕНИЯ ФЮЗЕЛЯЖА ЛЕГКИХ САМОЛЕТОВ
ДЛЯ НАРОДНОГО ХОЗЯЙСТВА
Размеры кабины для размещения пассажиров на легких само-
летах должны удовлетворять определенным требованиям и реко-
* Роль элеронов в этом случае выполняют интерцепторы (как, например, на
легком самолете «Мицубиси MU-2»).

Рис 7 16 Высота и ширина пассажирской кабины легких
гражданских самолетов
мендациям [7]. Желательно, чтобы удельный объем кабины (на
одного пассажира) был не меньше 0,8 м3/пас.
Параметры пассажирских кабин легких самолетов /ьаб, ^каб,
&каб, Рьаб (длина, высота, ширина и объем кабин) даны в табл. 7.1.
Статистика по параметрам пассажирских кабин легких само-
летов показывает (рис. 7. 16, 7. 17), что ширина, высота и удель-
ный объем Жаб = Рьаб/АПас приближенно следуют линейным зависи-
мостям:
6каб = 0,92 + 0,062япас, м; (7.20)
/?ка6=1,09 + 0,0364ппас, м; (7.21)
г’на6 = 0,655 | 0,0i45zz.nac, м3/пас. (7.22)
На легких гражданских самолетах, в том числе многоцелевых,
фюзеляж в сечении делают либо в виде прямоугольника со скоуг-
ленными углами (фюзеляж с таким сечением часто называют «ле-
тающим вагоном»), либо овальной бочкообразной формы, либо,
наконец, в виде круга с </ф=1,7 м (см. табл. 7.1).
Рис 7. 17. Удельный объем кабины
5 879
129
СО о 7. 1. Пассажирские кабины легких гражданских самолетов
Самолет "лас ZK16’ м Лкаб- м "кэб' и ^каб’ м’ ркаб м* "лас ’ ,,гс Форма сечения фюзеляжа
Ан-14 (СССР) 6 3,1 1,6 1,53 7,7 1,27 Прямоугольник
GAF-24 (Австралия) 13 4,19 1,57 1,29 8,48 0,653 »
Цессна «Фэнджет-500» (США) 6 5,18* 1,32 1,50 8,10 1,35 Круг
Лир-Джет 25В (США) 8 3,76 1,32 1,50 5,88 0,735 »
SN-600 «Корвет» (Франция) 12 5,73 1,52 1,56 9,58 0,80
Цессна «Ситэйшн» (США) 6 2,64 1,32 1,51 4,15 0,692 »
Лир-Джет-24Д (США) 6 2,77 1,32 1,50 4,34 0,724
Фолкон 10 (Франция) 7 3,74 1,48 1,46 6,36 0,908 »
Уэствинд (Израиль) 10 4,78 1,51 1,50 8,50 0,85 Овал
HS-125 «Джет Драгон» (Ашлия) 12 5,60 1,75 1,80 13,9 1,16 Круг
Фолкон 20 (Франция) 12-18 4,8 1,72 1,87 12,3 1,03-0,684 »
Аэро-Коммандер 1121 (США) 6 2,6 1,52 1,45 4,86 0,812 Овал
Як-18Т (СССР) 3 1,4 1,2 0,9 1,51 0,504 Прямоугольник
Мицубиси MU 2 (Япония) 6-9 3,22 1,3 1,5 4,95 0,55-0,825 Круг
HFB «Ганза» 320 (ФРГ) 12 \ 4,6 1,55 1,7 9,6 0,80 »
Аэро 45 (ЧССР) 3 1,41 1,18 1,12 1,86 0,62 »
Л-200 Д «Морава» (ЧССР) 4 2,0 1,20 1,3 3,1 0,775 Верх — круг, низ — прямоуг
Дорнье Д-27 (ФРГ) 5-7 3,5 1 Л 1,3 3,5 0,5-0,7 Прямоугольник
GY 80 «Горизон» (Франция) 3 1,61 1,25 1,1 2,25 0,75
Юпитер (Франция) 6 3,8 1,15 1,17 4,80 0,80 »
Гранд-Коммандер 680-FJP (США) 9 4,41 1,42 1,32 7,39 0,82 Овал
«Куин-Эр» А-65 (США) 7 3,94 1,45 1,37 6,65 0,95 Прямоугольник
Л-410 (ЧССР) 16 6,25 1,65 1,75 18,0 1,12 Круг
ДНС-6 «1уип Оттер» Канада) 13 5,21 1,5 1,6 12,5 0,962 Прямоугольник
Ан-28 (СССР) 15 5,3 1,614 1,63 13,9 0,927 Овал
* С багажником
J
/
Рис 7 18 Сечение фюзеляжа типа
«летающий вагон»
Каждая из форм сечений име-
ет свои преимущества и недоста-
тки. Так, преимуществами фюзе-
ляжа типа «летающий вагон» яв-
ляются простота изготовления
плоских панелей 'фюзеляжа и
наилучшие условия дтя перевоз-
ки крупногабаритных грузов. Од-
нако фюзеляж с такой формой
сечения не может быть герметич-
ным, так как плоские панели не
могут воспринимать необходимое
избыточное внутреннее давление.
Не отличается прямоугольная
форма сечения и экономным пе-
риметром (смачиваемой площа-
дью внешней поверхности фюзе-
ляжа) при заданном уровне ком-
форта.
Фюзеляж круглого сечения не
имеет этих недостатков, однако
мидель его увеличивается.
Представляет также интерес и овальное сечение, которое дает
возможность получить наибольшую высоту кабины при равном с
кругом миделе, что видно из рис 7. 18, 7. 19, 7. 20.
Аэродинамическое сопротивление и масса бочкообразного в се-
чении фюзеляжа (рис. 7. 19), как правило, не получаются больше,
чем у «летающего вагона» (рис. 7. 18). Однако применять оваль-
ное сечение целесообразно лишь при ограниченной высоте полета
(ограниченном избыточном давлении). Если высота полета боль-
ше 5 . . .6 км, то наилучшей формой сечения фюзеляжа легких са-
молетов является крут.
ГЛАВА 8
ОСОБЕННОСТИ ПРОЕКТИРОВАНИЯ
САМОЛЕТОВ ДЛЯ СЕЛЬСКОГО ХОЗЯЙСТВА
С каждым годом увеличивается значение самолетов в сельско-
хозяйственном производстве. Особенно это касается нашей стра-
ны в связи с интенсивной химизацией и механизацией сельского
хозяйства, о чем свидетельствуют следующие данные [23] об из-
менении с годами размеров обработанных с воздуха земель
(в млн. га):
1955 1961 1965 1966 1968 1969 1970 1974
9,5 23,3 55,1 63,2 74,8 76,2 83,2 90,4
Развитие сельскохозяйственной авиации объясняется следующи-
ми ее преимуществами по сравнению с наземными видами сельско-
хозяйственных машин:
5*
131

09 Л
Рис 7. 19. Бочкообразное сечение фюзе-
ляжа
Рис 7. 20 Круглое сечение фюзеляжа
— в 2 ... 3 раза снижается стоимость обработки гектара, осо-
бенно при малых нормах расхода химикатов;
— обеспечивается независимость от времени года, состояния
почвы и рельефа местности;
— исключаются повреждения сельскохозяйственных культур,
что на 10 . . . 15% увеличивает урожай;
— значительно увеличивается производительность работ: при
внесении минеральных удобрений в 1,4 .. . 1,5 раза, при химической
прополке посевов от сорняков в 4... 5 раз, при дефолиации хлоп-
чатника в 3,5 . . . 3,7 раза, при борьбе с вредителями растений в
3 . . . 5 раз;
— обработка сельскохозяйственных угодий ведется в наиболее
выгодные агротехнические сроки, например ранней весной, когда
наземная техника еще не может работать из-за распутицы.
В нашей стране более 40% общего объема химических работ
в сельском хозяйстве выполняется авиацией. Распределение основ-
ных видов авиационно-химических работ дано в табл. 8. 1 [23; 26].
8. 1. Основные виды авиационно-химических работ
в сельском хозяйстве СССР [23]
Виды работ 1965 г. 1970 г. 1974 г.
Борьба с вредителями и болезнями с.-х. растений % 48,7 30,9 27,1
Борьба с сорняками, % 17,6 25,2 26,1
Внесение минеральных удобре- ний, % 30,4 39,3 41,7
Дефолиация и десикация расте- ний, % 3,3 4,6 5,1
Всего 100% 100% 100%
В сельском хозяйстве нашей страны стали применять самолеты
еще в 20-е годы. В настоящее время основным сельскохозяйствен-
ным самолетом (СХС) у нас является Ан-2с.
8. 1. ОСНОВНЫЕ НАПРАВЛЕНИЯ РАЗВИТИЯ
СЕЛЬСКОХОЗЯЙСТВЕННЫХ САМОЛЕТОВ
Известно, что специально спроектированные сельскохозяйствен-
ные самолеты в 1,5 ... 2 раза более экономичны, чем переоборудо-
ванные или многоцелевые. Такая важнейшая характеристика, как
отношение максимальной массы химикатов к взлетной массе со-
ставляет для переоборудованных и многоцелевых с/х самолетов
23... 30%, а для специальных сельскохозяйственных самолетов —
35 . . . 49%. Интересно отметить, что специализированные СХС име-
ют самую высокую отдачу по целевой нагрузке (химикатам) среди
самолетов любого другого назначения.
В приложении даны основные характеристики специализирован-
ных СХС, откуда видно, что все эти самолеты являются одномотор-
ными, с тянущим винтом.
133
134
Рис. 8 2 Новозеландский специализированный сельскохозяйствен
ный самолет PL 12 «Эйртрак»
Статистика показывает, что наибольшую относительную массу
химикатов (до 49%) имеют специализированные СХС взлетной
массой около 2000 кг.
Анализ конструкций сельскохозяйственных самолетов позволя-
ет выделить несколько основных направлений (концепций) их про-
ектирования и развития.
Первое направление — создание максимально простых, надеж-
ных и дешевых сельхозсамолетов. Низкорасположенные крылья
таких самолетов имеют умеренную механизацию, звездообразные
двигатели часто ставят без капота.
Типичным представителем данного направления является само-
лет Аэро-Коммандер S-2D (рис. 8. 1).
Второе направление — создание самолетов-цистерн. Полезная
весовая отдача их достигает 45... 49%. Типичный самолет этого
направления показан на рис. 8. 2.
Третье направление развития сельскохозяйственных самоле-
тов — переход на турбовинтовые двигатели, работающие на более
дешевом топливе (керосине) и имеющие меньшую удельную массу.
Представителями этого направления являются самолеты: РС-6
«Турбо-Портер» (рис. 8.3), «Траш Коммандер» (рис. 8.4), «Эг
Кэт» (США), «Турбо-Трэктор» (США) и др.
8. 2. ОСНОВНЫЕ ТРЕБОВАНИЯ
К СЕЛЬСКОХОЗЯЙСТВЕННЫМ САМОЛЕТАМ
Обобщение литературы по эксплуатации СХС дает возможность
составить следующие общие требования к специализированным са-
молетам этого типа.
Требования к конструкции самолета
1. Неубирающееся шасси должно обеспечить регулярную экс-
плуатацию на грунтовых аэродромах с удельной прочностью грун-
та не менее 3 даН/см2.
2. При полетах на оперативные точки должна быть обеспечена
транспортировка стремянок, чехлов, багажа членов экипажа, швар-
товочных приспособлений и т. п. Кроме кресла пилота в самолете
необходимо предусмотреть не менее двух мест (легкосъемные или
откидные сидения) для перевозки пассажиров.
3. Конструкция самолета должна обеспечивать максимально воз-
можную защиту пилота в случае аварийной посадки (в том числе
при капотировании самолета). Кабину пилота желательно распо-
лагать в задней части фюзеляжа, за бункером для химикатов.
4. Прочность крепления агрегатов самолета, угрожающих жиз-
ни пилота в случае аварийной посадки, а также прочность крепле-
ния кресла и привязных ремней должна быть рассчитана на пере-
грузку не менее прх— 15.
5. Баки для топлива и химикатов должны быть максимально
приближены к центру масс пустого самолета с тем, чтобы цент- ,
ровка загруженного самолета в полете существенно не изменялись
при различных вариантах загрузки.
136
Рис 8.4. Турбовинтовой сельхозсамолет «Траш Коммандер» (США)
137
6 Необходимо обеспечить некоторый наддув кабины пилота для
защиты от попадания вредных для здоровья химикатов и тщатель-
ную фильтрацию поступающего воздуха. Должен быть предусмот-
рен индивиду альный обдув пилота воздухом.
7. Должна быть обеспечена защита от коррозии деталей и агре-
гатов самолета и сельхозаппаратуры, которые могут иметь контакт
с ядохимикатами.
8. Должен быть обеспечен хороший круговой обзор из кабины
пилота при рулении, взлете, в полете и при посадке. Для обзора
задней полусферы допускается установка в кабине зеркала.
9. Лобовое стекло кабины пилота должно иметь стеклоочисти-
тель и обогрев.
10. В кабине пилота должен быть микроклимат, позволяющий
работать в различных климатических условиях.
Требования к силовой установке
1. Должна быть обеспечена надежная защита двигателя от по-
падания с земли камней и грязи при рулении, взлете и посадке,
а также химикатов при загрузке.
2. Запуск двигателя должен надежно обеспечиваться от авто-
номного источника питания в течение всего летного дня.
3. Должен быть предусмотрен привод сельскохозяйственной ап-
паратуры от двигателя самолета.
Требования к специальному оборудованию
Кроме пилотажно-навигационных приборов самолет должен
быть оснащен специальными для СХС приборами:
— дистанционным измерителем количества химикатов, в баке-
бункере;
— указателем текущего расхода химикатов в полете;
— сигнализатором критической скорости в горизонтальном по-
лете и на разворотах, если самолет имеет режим сваливания;
— регистратором количества взлетов-посадок и времени работы
двигателя на земле и в полете;
— самописцем малых высот с записью сигнала от высотомера.
Требования к сельхозаппаратуре
1. Аппаратура должна обеспечить выполнение следующих видов
работ:
— рассев гранулированных и порошковидных химикатов;
— высев семян и отравленных приманок;
— опрыскивание жидкими растворами, эмульсиями и суспен-
зиями.
2. Бак (бункер) для химикатов (и другие элементы аппаратуры)
должен быть выполнен, в основном, из пластмасс, стойких к воз-
действию химикатов. Необходимо обеспечить возможность легкой
очистки, мойки и дегазации бака.
138
3. Аппаратура должна иметь устройство для перемешивания су-
спензий и эмульсий в полете.
4. Следует предусмотреть аварийный сброс сыпучих и жидких
ядохимикатов.
При проектировании конкретных СХС указывают также требо-
вания к летно-техническим и экономическим характеристикам, та-
ким как:
— емкость бака для химикатов;
— диапазон рабочих скоростей (Ураб);
— минимальная скорость полета;
— диапазон рабочих высот полета (Яраб);
— допустимая скорость бокового ветра (1У);
— скороподъемность;
— время разворота при челночном способе обработки (/разв);
— длина ВПП;
— продолжительность полета без дозаправки топливом;
— минимально допустимая доля химикатов от взлетной массы
самолета;
— максимально допустимая стоимость часа полета;
• — ресурс конструкции;
— максимально допустимая стоимость серийного самолета.
Обычно УРаб= 120 . . . 180 км/ч (иногда Ураб=220 . . . 230 км/ч);
Уты = 80 . . . 85 км/ч — без механизации крыла; //раб = 5...5О м
(за рубежом допускается Яраб^1 м); 1У= 10 . . . 12 м/с; V„^3 м/с;
/разв = 40. . . 60 с; Лвпп =400... 500 м; тХНм^0,4. Другие пара-
метры и характеристики сельскохозяйственных самолетов приведе-
ны в приложении.
Из сравнения приведенных данных с характеристиками легких
многоцелевых самолетов (гл. 7) видно, что характеристики сель-
скохозяйственных самолетов существенно отличаются (как и тре-
бования к самолетам) от характеристик многоцелевых самолетов,
что и объясняет необходимость создания специализированных сель-
скохозяйственных самолетов.
8.3. О СХЕМЕ СЕЛЬСКОХОЗЯЙСТВЕННЫХ САМОЛЕТОВ
Эволюция схемы СХС (специализированных и многоцелевых)
показана на рис. 8. 5. Видно, что доминирующей схемой! СХС за
рубежом в настоящее время является низкоплан, что объясняется
следующими достоинствами самолетов низкопланной схемы:
— улучшается качество авиахимработ вследствие увеличения
скоса потока на меньшем расстоянии крыла от земли. Частицы
химиката попадают не только на вершину растений, но проникают
также и вглубь, что весьма важно;
— шасси удобнее крепить к крылу по сравнению с высокопла-
ном;
— уменьшается масса крыла и фюзеляжа;
— по сравнению с бипланом уменьшается вредное аэродинами-
ческое сопротивление за счет исключения многочисленных стоек и
расчалок;
134
Рис 8 5 Эволюция схемы сельхозсамолетов'
/—низкоплан, 2—биплан, 3—высокоплан
— улучшаются взлетно-посадочные характеристики вследствие
близости земли;
— удобнее крепить штанги для опрыскивания по всему разма-
ху крыла;
— при расположении кабины пилота за крылом (и за бунке-
ром) существенно улучшается обзор боковой полусферы во время
многочисленных разворотов. Это обстоятельство повышает уровень
безопасности полета;
— облегчаются работы по техническому обслуживанию самоле-
та — осмотру, заправке топливом и т. п.
Типичные специализированные СХС-ннзкопланы показаны на
рпс. 8. 6 и рис. 8. 7.
Часто применяемый верхний крыльевой подкос на современных
СХС-низкопланах (рис. 8. 5 и 8.6) позволяет на 10... 15% умень-
Рис. 8.6. Специализированный сельскохозяйственный самолет фирмы Цесс-
на (США)
140
Рис. 8.7. Польский специализированный сельскохозяйственный самолет
PZL-106 «Крук»
шить массу крыла, что весьма важно для весовой отдачи по хими-
катам и для экономики самолета. Вообще снижение массы конст-
рукции сельскохозяйственного самолета, как правило, важнее рав-
ноценного роста аэродинамического сопротивления.
Интересной особенностью эволюции схемы СХС за рубежом
является некоторое увеличение доли бипланов в 50 . . 60-е годы
(см. рис. 8.5). После второй мировой войны большинство дово-
енных многоцелевых самолетов-бипланов было направлено в сель-
ское хозяйство, чем и объясняется эта особенность. Затем, когда
бипланы были списаны, а конструкторы более внимательно отнес-
лись к выбору схемы, доля бипланов стала резко уменьшаться.
Возможная компоновка сельскохозяйственного самолета с од-
ним ТВД показана на рис. 8. 8*.
Компоновка, показанная на рис. 6. 8, а, отличается лучшей защи-
той пилота при аварии и возможностью наблюдения за действием
сельскохозяйственной аппаратуры. Однако, вследствие ухудшения
обзора вперед-вниз, самолет этой схемы больше предрасположен к
летным происшествиям. Схема имеет и другие недостатки:
— опасность для пилота воспламенения горючих химикатоз в
случае подтекания их из бункера;
— возможность проникновения в кабину (при недостаточной ее
герметичности) химикатов при загрузке и загрязнения фонаря;
х Двухдвигательиые СХС не строят, так как при полете иа высоте 1 . 5 м
отказ одного двигателя невозможно (по времени) компенсировать форсированием
работающего двигателя Аварийная посадка неизбежна К тому же одиодвига-
тельиые самолеты проще и экономичнее
141
S
Рис 8 8. Компоновка кабины и бункера для химикатов
на сельскохозяйственных самолетах с одним ТВД
— увеличение миделя фюзеляжа (вместе с фонарем) при оди-
наковом размере бункера, что ведет к росту аэродинамического
сопротивления.
В итоге схемы 8. 8, а и 8. 8, б можно считать примерно равноцен-
ными (конкурентоспособными). Широко применяются обе схемы.
8.4?) пр им ер выбора основных параметров и характеристик
__У СЕЛЬСКОХОЗЯЙСТВЕННОГО САМОЛЕТА
Данная задача, как и все задачи оптимизации самолетов дру-
гого назначения, является комплексной, системной. При ее реше-
нии необходимо иметь:
— информацию об условиях эксплуатации сельскохозяйствен-
ных самолетов (средняя длина обрабатываемых угодий или «дли-
на гона»; покрытие и длина ВПП; виды и объем сельхозработ,
динамика их изменения на ближайшие 10. . . 15 лет; время заправ-
ки химикатами и топливом, зависящее от степени механизации ра-
бот) ;
— характеристики самолетной сельскохозяйственной аппарату-
ры (производительность, необходимые затраты мощности, аэроди-
намическое сопротивление и т. п.);
— обоснованные прогнозы ресурсов конструкции самолета и
двигателей, стоимости самолета и стоимости его эксплуатации;
— обобщенные характеристики силовой установки, материалов
конструкции;
— схему самолета.
При этих условиях необходимо ответить на два основных во-
проса:
142
1) о рациональном парке и типаже сельскохозяйственных само-
летов;
2) об оптимальных параметрах и характеристиках самолетов и
каждой весовой категории.
Многие авторы — Касторский В. Е., Назаров В. А., Сарымса-
ков X. Г., Френкель М. А. и др. — считают [9; 23], что наиболее
целесообразно иметь два типа специализированных СХС:
— легкий СХС, рассчитанный на массу химикатов до 600.. .
. . . 800 кг; —
— тяжелый СХС, рассчитанный на массу химикатов до 2000 .. .
.. . 2200 кг. ________
В настоящей работе рассматривается только вторая, «внутрен-
няя» задача. Допустим, что при решении этой задачи известны:
— схема самолета и вид механизации крыла;
— тип двигателя;
— вид технологического процесса обработки сельскохозяйствен-
ных угодий — «загонный» или «челночный» [23]. рис. 8.9;
— расчетная масса химикатов;
• — летное время без дозаправки и распределение его по этапам
полета;
— • требования по безопасности полетов, прочности и долговеч-
ности конструкции самолета и т. п.;
— критерий оптимизации параметров и характеристик СХС.
Для примера рассмотрим приближенною трехмерную задачу
оптимизации нагрузки на 1 м2 крыта (р0), рабочей скорости поле-
та (Краб) и удлинения крыла (X).
В качестве объекта исследования принимаем специализирован-
ный СХС, имеющий схему «полунизкоплан без подкосов». Шасси
неубирающееся. Другие ограничения задачи:
— • силовая установка включает один ТВД;
— механизация крыла: выдвижные закрылки и предкрылки, за-
висающие элероны;
— масса химикатов тХИч —800 кг;
— минимально допустимая вертикальная скорость Уу=4 м/с;
— годовой налет 825 ч;
— основной вид авиахимработ •— опрыскивание;
— нормативный коэффициент эффективности капиталовложе-
ний £ = 0,15;
— коэффициент резервных двигателей kv дв= 1,23;
— ресурс конструкции самолета при двух капитальных ремон-
тах Тс— 10 000 ч налета;
— ресурс двигателя при одном капитальном ремонте Т1В~=
= 5000 ч;'
— коэффициент стоимости одного капитального ремонта конст-
рукции самолета kv с = 0,25 (от первоначальной стоимости само-
лета) ;
— коэффициент стоимости одного капитального ремонта дви-
гателя kv д=0,3 (от первоначальной стоимости двигателя);
143
Рис 8 9 Челночный (а) и загонный (б) способы обработ-
ки сельхозугодий
— стоимость тонны топлива с учетом непроизводственного на-
лета (облет, тренировки и т. п.) Ст = 52 руб/т;
— удельная стоимость двигателя Сдв = 40 руб/э.л.с.;
— удельная стоимость самолета без двигателя (при серии
1000 шт.) Сс = 44 руб/кг;
— неварьируемые параметры самолета_и его агрегатов: ц—2,5;
со = О,18; х = 0°; /ф = 9,2 м; 6Ф=1,2 м; 5ОП=0,4; ЛШгл=1,2 м;
Рш. гл = з даН/см2; удв = 0,22; kc. у = 0,22; тоб = 250 кг; тсл = 80 кг;
Пр=5,25;
— рабочая высота полета 5 м;
— высота при разворотах 50 м;
— средняя длина гона 1200 м;
— часовая зарплата летчика 12 руб/ч;
— косвенные (аэропортовые) расходы 14 руб/ч;
— летное время без дозаправки топливом 1,5 ч. Распределение
времени по этапам полета принималось по статистике (табл. 8.2).
8 2. Распределение времени работы сельскохозяйственного самолета
при одной заправке топливом
Время Основное леiное время Прочее вь.емя (загрузка химика он)
Взлегы Рабо1а и перелеты Разворо гы Посадки
В % 3 50 45 2
в ч 0,045 0,75 0,675 0,03 0,5
суммарное 1,5 ч (100%) 0,5
Длина разбега самолета варьировалась.
144
В качестве критерия оценки СХС взяты приведенные затраты на
обработку одного гектара угодий (аПр), включающие не только
себестоимость обработки одного гектара, но и капиталовложения,
необходимые для проведения авиационных сельскохозяйственных
работ [9].
8.4.1. Особенности вычислительного алгоритма
В данной задаче, кроме перечисленных выше констант, известен
тип двигателя — ТВД. Взлетная мощность его выбирается в про-
цессе оптимизации самолета.
Вначале методом последовательных приближений определяем
взлетную массу из уравнения баланса масс в относительных вели-
чинах:
1 = "Ар + тф + топ + тш + /"упр "А.у +
+ (1/т0) (ото6 + «Сим + "Ал) + ms. (8.1)
Здесь относительные массы крыла, фюзеляжа, оперения, шасси,
управления и силовой установки определяются по формулам, при-
веденным в гл. 3, а /иОб+"Апм+"Ал=250+800+80= 1130 кг=
= const.
Для решения_ уравнения (8.1) необходимо определить энерго-
вооруженность No, входящую в формулу (3. 30), а также в форму-
лы для относительной массы топлива. Значения No находятся обыч-
но из нескольких заданных ограничений, в данном случае из трех
условий:
— длины разбега при MCA (варьируемой величины);
— рабочей скорости (независимой оптимизируемой величины);
— вертикальной скорости 4 м/с в расчетных условиях (темпера-
тура воздуха +30° С, давление 730 мм рт. ст.).
При каждом сочетании независимых величин (р0, Ураб.
7-разб) решение уравнения (8. 1) считается действительным (значе-
ние то) лишь при (No) шах, найденной из перечисленных условий4.
Поскольку определить No невозможно, не определив т0, а т0=
= /(2V0), то расчет т0 и No ведется на ЭВМ совместно для каж-
дого ИЗ УСЛОВИЯ Аразб, Ураб. Уу-
Таким образом, при каждом сочетании независимых оптимизи-
руемых величин ро, X, Ураб и величины ограничения — Лразб — выби-
рается то, соответствующее (2Vo)ma.x-
Из условия длины разбега
oip+азб
где g=9,81; q0 = 0,125; /кач = 0,1 — по грунту;
С — 1>4 -J- М
°^огр-1+2д Nay z у,
* Чтобы удовлетворить всем условиям — Z-ратб, Трав,
6 879
(8-2)
(8-3)
а= 1,1 — коэффициент, зависящий от степени механизации крыла;
I = р0— размах крыла; 6Ф= 1,2 м.
Из условия обеспечения рабочей скорости
2V> -М -га У1'16 + - , (8.4)
7jt]3 \ 16^0 Хэф^раб /
где т]в = 0,72 — КПД винта;
Лэф^л/(1 -|-0,025л) (8.5)
— эффективное удлинение крыла;
Сха0=0,038+ 0.02Z/5. (8.6)
Здесь 0,038 — коэффициент Схао СХС с неубирающимся шасси,
без учета сопротивления сельскохозяйственной аппаратуры;
0,02Z/S=0,02 у pQK/m-j— аэродинамическое сопротивление штан-
гового опрыскивателя.
При заданной вертикальной скорости (4 м/с) в расчетных усло-
виях
°~ лХэфбоИ + I' (8-7^
где V= 1,2УоГр, Ио1р=4,191'/70/Сг/аогр; ро=О,114.
Относительная масса топлива, входящая в (8.1), определяется
по этапам полета—для взлета, перелетов и периода опрыскива-
ния растений, разворотов, посадки, загрузки. На каждом участке
И/ = (Nh т0) cett = (Nekoma) сеОсе(; =
= Nak№cea (0,27/£др + 0,73) Z;=(0,27 + 0,73^др) N^... (8. 8)
Здесь k№—Ni/NQ — коэффициент дросселирования.
При взлете kKP= 1,0; при посадке &др=0,25; при загрузке
= 0,20; при перелетах, опрыскивании растений и разворотах /гдр=
= Л\/М), где Ni — потребная мощность.
В соответствии с работой [9]
ce = ce0ce = ce0(Q,73±Q,27/k№);
се0=0,25 кг/(л. с.-ч) —при V=0; &др=1,0.
В формуле (8. 8) ti — в ч (см. табл. 8. 2).
Критерий оценки <2пр, руб/га — приведенные затраты на обра-
ботку одного гектара сельскохозяйственных угодий —• имеет вид
«пр А/П "К «кап.вл’ (8. 9)
где А — стоимость летного часа, руб/ч; П — часовая производитель-
ность самолета, га/ч; акап. вл — удельные капиталовложения,
руб/га.
Более подробный расчет приведенных затрат см. в работе [9].
В краткой записи алгоритм задачи имеет вид
(/По, No, ~т?) — тпу„ апр. (8. 10)
146
Рис. 8. 10. Влияние рабочей
скорости на взлетную массу
сельскохозяйственного самолета
Здесь тпуст и тт — массы пус-
того самолета и расходуемого
топлива, необходимые для опре-
деления стоимости часа полета и
приведенных затрат на обработку
одного гектара полей.
Рис. 8.11. Оптимальная рабочая ско-
рость сельхозсамолетов в зависимости
от длины гона и способа обработки:
/—челночный способ; 2—загонный способ
8. 4. 2. Результаты решения
Некоторые результаты решения задачи на ЭВМ даны на рис.
8. 10 ... 8. 14.
В процессе решения выяснилось, что оптимумы рабочей скоро-
сти полета, удлинения и нагрузки на 1 м2 крыла практически сов-
падают по приведенным затратам и по взлетной массе самолета.
Однако более наглядными являются графики оптимизируемых пара-
метров по весовым критериям.
Из рис. 8. 10 видно, что оптимальной рабочей скоростью оказа-
лась скорость порядка 140 км/ч. Оптимум гпо(Ераб) не является
сильным. Если допустить возможность увеличения проектного зна-
чения т0 на 1% от (/Mo)mm, то рабочую скорость можно увеличить
до 165 ... 180 км/ч.
Существование оптимума рабочей скорости физически (упро-
щенно) объясняется следующим.
С увеличением Ераб уменьшается рабочее время при заданной
длине гона, что приводит к уменьшению расхода топлива, взлетной
массы и приведенных затрат. Однако с ростом Ураб увеличивается
время разворотов в связи с увеличением радиуса их (при фиксиро-
ванной перегрузке), что приводит к противоположному результату
по критериям оценки. Поэтому существует такое значение Ераб,
при котором имеет место минимум суммы времени гона и разво-
рота. Эта скорость и является оптимальной.
6* 147

Рис. 8. 12. Относительная масса химика-
тов в зависимости от нагрузки на 1 м2
крыла
Рис. 8. 13. Оптимальное удлинение
крыла сельскохозяйственного само-
лета с ТВД
Рис. 8.14. Влияние длины разбега на взлет-
ную массу сельскохозяйственного самолета
148
Исследования, проведенные X. Г. Сарымсаковым [25], а также
Э. А. Мусаевым, показали, что оптимальная рабочая скорость сель-
скохозяйственных самолетов мало зависит от типа двигателей и су-
щественно зависит от длины гона и способа обработки (рис. 8. 11).
Оптимальной нагрузкой на 1 м2 крыла по весовому и экономи-
ческому критериям оказалась нагрузка в пределах 75... 85 кг/м2
(рис. 8. 12).
На рис. 8. 13 дана зависимость оптимального удлинения крыла
рассматриваемого СХС от нагрузки на 1 м2 крыла.
При выборе удлинения крыла сельскохозяйственного самолета
конструктор сталкивается со следующим противоречием. С умень-
шением Л при S = const уменьшается масса крыла и взлетная мас-
са самолета, что ведет к снижению затрат на обработку одного
гектара. При этом улучшается и качество обработки растений, так
как с уменьшением X увеличивается скос потока за крылом (растет
вертикальная скорость частиц химиката). Однако уменьшение X
ведет и к противоположному по экономичности результату вслед-
ствие уменьшения ширины рабочего захвата.
Решением этого противоречия и является Xopt=6 . .. 8 — в за-
висимости от нагрузки на 1 м2 крыла.
На рис. 8. 14 показано влияние расчетной длины разбега на
взлетную массу рассматриваемого СХС. Видно, что длина разбега
менее 150 м нерациональна в связи с резким ростом взлетной мас-
сы самолета. Увеличивать же расчетное значение Лра3б более 170 . . .
.. . 180 м также нерационально, так как рост потребной длины ВПП
уменьшает возможности использования самолета. Поэтому рацио-
нальные значения длины разбега исследуемого СХС лежат в пре-
делах 150 . . . 170 м.
В заключение приведем основные параметры и характеристики
оптимального СХС с ТВД при Лр;,зб= 150 м.
Взлетная масса.............................
Масса химикатов..................
Относительная масса химикатов . .
Стартовая мощность ТВД.....................
Стартовая энерговооруженность..............
Рабочая скорость...........................
Скорость отрыва при взлете.................
Посадочная скорость без химикатов ....
Площадь крыла......................... ...
Удлинение крыла............................
Размах крыла .... ....
Нагрузка на 1 м2 крыла при взлете ....
Относительная масса конструкции ....
Относительная масса пустого самолета .
Относительная масса топлива при одной заправке
Средняя норма расхода химикатов
Стоимость часа полета..................
Себестоимость обработки 1 га . . .
Приведенные затраты на 1 га . .
2210 кг
890 к.
0,362
550 э л с.
0,249
140 . 180 км/ч
85 км ч
70 км/ч
28,7 ч2
6,8
13,95 м
77 кг м2
0,298
0,520
0.0815
40 и /га
48.7 ру б/ч
0.61 ру б/га
0,768 руб/га
149
ГЛАВА 9
ОСОБЕННОСТИ ПРОЕКТИРОВАНИЯ
ЛЕГКИХ ГИДРОСАМОЛЕТОВ
Понятие «легкий гидросамолет» охватывает большое количест*
во самолетов, предназначенных или приспособленных для эксплуа-
тации на водной поверхности и имеющих стартовую массу до
5700 кг.
Легкие гидросамолеты могут быть поплавкового и лодочного ти-
па, а также гидросамолеты-амфибии.
Поплавковые гидросамолеты (рис. 9. 1), как правило, переобо-
рудуются из сухопутных самолетов путем замены колесного шасси
на поплавковое. Имея невысокие мореходные качества, они приме-
няются лишь при относительно спокойном состоянии водной по-
верхности в закрытых водных бассейнах — реках и озерах.
Наиболее распространенной схемой легкого поплавкового гид-
росамолета является двухпоплавковая схема, обеспечивающая хо-
рошую поперечную остойчивость*, простоту крепления поплавков и
минимальные потребные доработки конструкции сухопутного само-
лета.
Лодочные гидросамолеты или летающие лодки (рис. 9. 2) имеют
более высокие летные и мореходные качества.
Амфибии (рис. 9. 3) составляют наиболее универсальную груп-
пу гидросамолетов. Наличие убирающегося колесного шасси позво-
ляет эксплуатировать самолет-амфибию как на сухопутных, так и
на гидроаэродромах.
Большинство амфибий, находящихся в эксплуатации,— это са-
молеты лодочного типа. Поплавковые гидросамолеты-амфибии
встречаются реже.
9. 1. ТЕХНИЧЕСКИЕ ТРЕБОВАНИЯ
Ниже приведен примерный перечень технических требований к
гидросамолету и краткое содержание вопросов, подлежащих раз-
работке при проектировании.
Назначение гидросамолета. Условия эксплуатации. В требова-
ниях указывают основные и вспомогательные варианты использо-
вания гидросамолета. В этом же разделе записывают сведения о
географических и климатических характеристиках тех районов, где
предполагается применение гидросамолета, сведения об условиях
и возможностях его базирования и эксплуатации.
Экономические требования. Требования к себестоимости пере-
возок, к стоимости летного часа и другим экономическим показате-
лям должны учитываться при разработке и реализации всех раз-
делов технических требований к гидросамолету.
Коммерческая нагрузка и экипаж. Коммерческая нагрузка зада-
ется в виде перечня, включающего число пассажиров и массу ба-
гажа— для пассажирского варианта, массу и размеры грузов —
* Остойчивость — способность гидросамолета сохранять равновесие на воде.
150
Рис. 9. 1. Поплавковый гидросамолет
Рис. 9. 2. Летающая лодка
Рис. 9.3. Гидросамолет-амфибия
151
to
9. 1. Основные характеристики легких гидросамолетов
Характеристики МВ-2 „Леонардо- Перейра „Оснрей-1- Швей п ер TSC-IAI „тил- i Аэрокар „Kyi-А- Ри облик RC-3 „Си би“ Спенсер „Аир-Кар“ S-12C Тран- шей I 1R-1 Исленд Аэркрафт „Спектра IV- Мк Киннон Супер „Внджен- Грумман G-21 „Гуз“ Мл Киннон G-21 „Турбо Г}3“
лл* ЛЛ A-i А- А=> А- А* ЛЛ* А" А 4. А*
Год выпуска 1970 1970 1968 1971 1946 1970 1972 1973 I960 1937 1967
Экипаж-пасса жиры 1 1 1/1-2 1/1 1/3 1/3 1/4-5 1/3 2/3-4 2/6 2/11
Число И ТИП ДВЧ13- телей 1 пд 1 ПД 1 пд 1 ПД 1 пд 1 пд 1 пд 1 пд 2 ПД 2 ПД 2 ТВД
Мощность, л с 42 90 150 180 215 180 320 300 2x270 2x440 2x680
Размах крыла, м 8,11 7,01 9,73 10,97 11,48 11,38 12,73 11,38 12,19 14,9 15,49
Длина самолета, м 5,91 5,26 7,19 6,7 8,54 7,92 8,69 8,56 9,47 11,27 12,07
Стартовая масса, кг 250 408 953 780 13$1 1406 1542 1535 2500 3628 5670
Максимальная ско рость, км/ч 116 217 201 200 193 237 285 349* * 306 323 380
Крейсерская ско- рость, км/ч 100 201 174 160—175 166 217 257 306** 290 305 355
Дальность поле- та, км — 595 120? 550 500-890 1126 1738 1900** 1600 1300 2575
Длина разбега, м 70 61 366 79 305 —
Скороподъем- ность, м/с — 10,2 3,82 4,0 3,55 4,06 6,83 — 8,9 6,6 —
Нагрузка на коы- ло, кг/м2 21,9 45,3 65,3 46,7 74,5 82,2 67,5 82,5 — 104 165
Стартовая эиерю- вооружепность, л с /кг 0,168 0,22 0,157 0,23 0,158 0,128 0,21 0,195 0,216 0,242 0,239
Весовая отдача, % 12 33 35,3 36 35 34 37 42,6 — 32,2 47
* А — амфибия, Л Л — летающая лодка
** Расчетные данные.
для грузового варианта. Для легких гидросамолетов количество
членов экипажа не превышает дв\ х человек.
Летные характеристики. Обычно указывают требуемые крейсер-
ские скорости на соответствующих высотах, скороподъемность,
практический потолок, дальность (или продолжительность) полета
при определенной нагрузке, скоростях и высотах, длину разбега,
скорость отрыва и посадки, взлетно-посадочные характеристики
амфибии на сухопутных аэродромах и т. п.
Для двух-, трехдвигательных самолетов ставится обязательное
условие продолжения полета при отказе одного из двигателей и
приводятся соответствующие требования к летным характеристи-
кам.
Представление о летных характеристиках легких гидросамоле-
тов дает табл. 9. 1.
Мореходность. В это понятие входит комплекс качеств, обеспе-
чивающих безопасную эксплуатацию гидросамолета на воде при
заданных скоростях ветра и высоте волны. Например, для речных
и озерных гидросамолетов в требованиях обычно указывается ско-
рость ветра не более 10 ... 12 м/с и высота волны не более 0,5 .. .
.. . 0,6 м.
Безопасность при взлете и посадке обеспечивается, если гидро-
самолет плавно выходит на глиссирование, обладает продольной,
поперечной и путевой устойчивостью и остойчивостью во всем диа-
пазоне скоростей движения по воде — не имеет тенденции к зары-
ванию носом, к продольной раскачке с возрастающей амплитудой,
к самопроизвольным разворотам, рысканию и крену. Требуется,
чтобы отрыв при взлете и приводнение при посадке не сопровожда-
лись «барсами» •— рикошетпрованием, чтобы перегрузки при по-
садке и ударах о волну не превышали допустимых величин. Долж-
но быть исключено заливание и забрызгивание остекления фонаря
кабины пилотов и попадание всплесков воды на лопасти вращаю-
щихся винтов и в воздухозаборники двигателей.
Безопасность при плавании, т. е. при рулении, буксировке, дрей-
фе и стоянке на якоре считается обеспеченной, если гидросамолет
обладает плавучестью, продольной и поперечной остойчивостью,
разворачивается носом против ветра (приводится к ветру) при дрей-
фе, может, несмотря на наличие ветра, выполнять развороты в лю-
бого сторону при рулении и устойчиво движется на буксире. Тре-
буется также, чтобы гидросамолет сохранял плавучесть и остойчи-
вость при частичном повреждении подводной части лодки или по-
плавков. Повреждение или отрыв подкрыльного поплавка не долж-
ны приводить к опрокидыванию и переворачиванию гидросамолета.
С этой целью обычно требуется герметизация концевых отсеков
крыла.
Для обеспечения непотопляемости в требованиях указывается на
необходимость установки водонепроницаемых переборок и задает-
ся запас плавучести
£ = ^М00%, (9.1)
153
где Ро — объем погруженной части лодки или поплавка, соответст-
вующий стартовой массе гидросамолета; v—полный объем лодки
или поплавка.
Обычно требуются следующие значения запаса плавучести [24].
Лодки при v0 менее 2,5 и3.....................k — 250%
Лодки при 2,5сп0<9 м3.........................£ = 250 . .. 350%
Поплавковые гидросам меты...................... £=90... 120%
Меньший потребный запас плавучести поплавковых гидросамо-
летов связан с возможностью установки в поплавках достаточного
количества водонепроницаемых переборок и с отсутствием в них
бортовых люков, через которые может поступать вода.
В связи с ростом скоростей полета гидросамотетов намечается
тенденция и к уменьшению запаса плавучести корпусов летающих
лодс-к, что позволяет уменьшить площадь мчделевого сечения п ло-
бовое сопротивление корпуса.
Удовлетворить всем требованиям мореходности, не проигрывая
при этом в летных характеристиках, практически невозможно. По-
этому при проектировании принимаются компромиссные решения
вопросов мореходности и аэродинамики.
Оборудование. Кроме обязательного стандартного комплекса
оборудования и приборов гидросамолет имеет специфическое мор-
ское оборудование, к которому относится:
— оборудование для якорной стоянки и дрейфа (донный якорь
с тросом и плавучий якорь, уменьшающий скорость дрейфа);
— • оборудование для буксировки и швартовки (буксирный трос,
бросательный конец с кошкой, багор);
— спасательные средства — спасательные пояса или жилеты для
каждого пассажира и члена экипажа, надувная резиновая лодка,
насос для откачки воды из корпуса.
Кроме перечисленных выше требований, указываются также
требования к конструкции, обзору экипажа, комфорту пассажиров,
а также требования к эксплуатационной технологичности и др.
9 2. КОМПОНОВОЧНЫЕ СХЕМЫ ЛЕГКИХ ГИДРОСАМОЛЕТОВ
Компоновочные схемы, встречающиеся в практике легкого гид-
роавиастроения, показаны на рис. 9. 4. Их многообразие отражает
противоречивость требований, предъявляемых к гидросамолету,
и поиски наилучших решений применительно к конкретным про-
ектным заданиям.
Одним из сложных вопросов при компоновке одномоторного гид-
росамолета является размещение двигателя и воздушного винта,
который требует надежной защиты от брызг и захлестывания во-
дой. Наиболее простое решение — установка двигателя над кры-
лом (рис. 9. 4, а) — не является лучшим, так как помимо роста
лобового сопротивления приводит и к нежелательной реакции са-
молета на изменение режима работы двигателя. При увеличении
тяги винта поягтяется ш к.'.рующ’ й момент, при ее хменьшении —
кабрирующий. Тем не менее эта схема, главным образом вследствие
154
155
ее простоты, часто привлекает внимание конструкторов легких само-
летов. Применение тянущего винта улучшает охлаждение двигателя
на рулении и при наборе высоты; толкающий винт, расположенный
на большем удалении от кабины, менее опасен в эксплуатации.
Стремление снизить сопротивление мотоустановки привело к
размещению двигателя в корпусе лодки с передачей мощности на
винт трансмиссионными валами (рис. 9.4,6, в, г, д). Общим недо-
статком всех этих схем являются усложнение и утяжеление силовой
установки, проблемы, связанные с охлаждением двигателя, и за-
трудненный доступ к нему при обслуживании. В аэродинамическом
отношении наиболее выгодны схемы с расположением винта на
хвостовом оперении или позади него (рис. 9. 4, в, г), так как при
этом отсутствует обдувка корпуса струей от винта. Для предохра-
нения толкающего винта от забрызгивания требуется механизм,
обеспечивающий его подъем на взлете и посадке (рис. 9.4, г). Фик-
сированная установка винта в наклонном положении (рис. 9. 4, д)
невыгодна из-за наличия вертикальной составляющей тяги, направ-
ленной вниз, и дополнительного сопротивления вала винта, нахо-
дящегося вне корпуса.
Несмотря на относительную простоту и хорошие аэродинамиче-
ские характеристики, нельзя признать удачной установку двигате-
ля на Т-образном хвостовом оперении (рис. 9. 4, е). При этом для
сохранения нужной центровки самолета требуется смещение назад
крыла, что приводит к увеличению дестабилизирующих моментов
носовой части корпуса с одновременным уменьшением плеча хво-
стового оперения. Растет потребная площадь оперения, а это, на-
ряду с дополнительными нагрузками на киль от двигателя, увели-
чивает массу оперения и хвостовой части лодки. К числу недостат-
ков схемы относится и разнос масс по длине лодки.
Винт, расположенный перед кабиной (рис. 9. 4, ж) затрудняет
посадку и высадку пассажиров через переднюю палубу при подхо-
де гидросамолета к берегу или причалу носом (швартовке бортом
мешают подкрыльные поплавки). Обзор верхней и нижней полу-
сферы ухудшен, а уровень шума в кабине высок из-за близости
двигателя и винта. Обдувка потоком от винта надстроек корпуса
увеличивает их лобовое сопротивление.
Применение двигателя с толкающим винтом (рис. 9. 4, з) при-
емлемо в аэродинамическом отношении, обеспечивает хороший об-
зор из кабины и пониженный уровень шума в ней. Как показывает
практика эксплуатации, охлаждение двигателя не представляет
сложной проблемы при относительно невысоких мощностях, харак-
терных для легких гидросамолетов, и обеспечивается набегающим
потоком воздуха. К недостаткам схемы относится утяжеление кон-
струкции вследствие малой строительной высоты хвостовой части
корпуса, несущей оперение, и ухудшение мореходности из-за близо-
сти винта к воде.
Аналогичные достоинства и недостатки присущи лодочному гид-
росамолету с расположением оперения на хвостовых балках
(рис. 9. 4, п).
156
Рис. 9. 5. Обеспечение поперечной остойчивости
На двухмоторных гидросамолетах двигатель с тянущими винта-
ми устанавливают в крыле (рис. 9. 4, к), которому для удаления
винтов от поверхности воды может придаваться форма «чайки»
(рис. 9. 4, я). Как и на сухопутных самолетах, требуется, чтобы
плоскость вращения винтов не пересекала корпус в зоне размеще-
ния экипажа и пассажиров. Выгодная в аэродинамическом отноше-
нии и из-за низкого уровня шума в кабине схема с толкающими
винтами (рис. 9. 4, л) встречается редко вследствие большой конст-
руктивной сложности, трудности защиты винтов от воды, а также
вследствие уменьшения эффективности механизации крыла.
Полностью вышли из употребления аэродинамически несовер-
шенные схемы двухмоторных легких гидросамолетов с рядной или
тандемной установкой двигателей над крылом (рис. 9. 4, лг).
ТВД на легких гидросамолетах размещают подобно поршневым
двигателям. При установке ТРД и ДТРД (рис. 9. 4, о, п) основное
внимание должно уделяться защите воздухозаборников от попада-
ния в них воды.
Вопросы поперечной остойчивости на воде решаются примене-
нием подкрыльных поплавков и плавников-жабр. Внутренние объе-
мы поплавков иногда ис-
пользуют в качестве допол-
нительных топливных баков.
Несущие поплавки (рис.
9.5, а), частично погружен-
ные в воду на плаву и раз-
вивающие гидродинамиче-
скую силу при разбеге, име-
ют большие размеры и мас-
су, повышают лобовое соп-
ротивление в полете и в сов-
ременных ^конструкциях при-
меняются редко, как и плав-
Рис. 9. 6. Схемы уборки
подкрыльных поплавков
157
Рис 9. 7. Применение гидролыж па взлете
ники-жабры (рис. 9.5, в) и их разновидность — погруженное кры-
ло (рис. 9.5, г).
Опорные или поддерживающие поплавки (рис. 9. 5, б) устанав-
ливают ближе к концам крыла; они не касаются воды при разбеге.
Их размеры значительно меньше, чем несущих, и для уменьшения
сопротивления опорные поплавки часто выполняются убирающими-
ся в полете (рис. 9. 6).
При низком расположении крыла над водой поперечная остой-
чивость может обеспечиваться отгибом вниз герметизированных
концевых участков крыла (рис. 9.5,6). В полете эти участки вы-
полняют роль концевых шайб, повышающих эффективное удлине-
ние и аэродинамическое качество крыла.
С увеличением скорости полета усложняются аэродинамиче-
ские требования к форме корпуса гидросамолета. Значительное со-
противление, вызываемое ступенькой-реданом, может быть умень-
шено применением механизации днища лодки — убирающийся ре-
данов, выдвижных зареданных обтекателей, заменой реданов уби-
рающимися гидролыжами и подводными крыльями (рис. 9.7).
Невысокое гидродинамическое качество лыж допускает и.х установ-
ку только на самолетах с большой энерговооруженностью. Подвод-
ные крылья снижают мощность, потребную для взлета, но из-за
возникновения кавитации и связаной с ней продольной неустойчи-
вости гидросамолета на разбеге могут применяться лишь при ско-
ростях отрыва, не превышающих 90 . . . 100 км/ч.
9 3. ВЫБОР ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ ГИДРОСАМОЛЕТОВ
Возможность и полнота реализации технических и экономиче-
ских требований, предъявляемых к гидросамолету, зависит от вы-
бора его схемы и основных параметров, к которым относятся: про-
филь, удлинение и сужение крыла; нагрузка на крыло ро, мини-
мальный коэффициент_лобового сопротивления — Сха0 и стартовая
энерговооруженность No. Принципиальных отличий в подходе к
выбору параметров гидросамолета и сухопутного самолета не су-
ществует.
158
К профилю крыла предъявляются требования высоких значений
Суа на посадочных углах атаки, высокого значения аэродинамиче-
ского качества на крейсерском режиме полета, минимальных зна-
чений С.а0 и Ст0. Средняя относительная толщина профиля свобод-
нонесущего крыла нескоростных гидросамолетов выбирается в пре-
делах 15 ... 16% (18 . . . 20% у корня крыла; 10 ... 11 % — на кон-
це). Подкосная схема крыла допускает применение более тонких
профилей (с=8 . . . 12%).
Удлинение крыла легких гидросамолетов находится в пределах
5,5... 10. Наряду с трапециевидными встречаются прямоугольные
крылья (подкосные и свободнонесущие) с постоянным профилем по
размаху, простые и технологичные в производстве, но, соответст-
венно, более тяжелые.
Нагрузка на крыло р0 выбирается с учетом требуемой макси-
мальной скорости, взлетно-посадочных характеристик, скороподъ-
емности, объемов отсеков крыла, необходимых для размещения
топлива. Меньшая стесненность гидросамолетов в размерах аэро-
дромов допускает повышение взлетно-посадочных скоростей и, со-
ответственно, нагрузок на крыло по сравнению с сухопутными са-
молетами, но эти различия для легких машин невелики, а у амфи-
бий вообще не имеют места.
Минимальное значение коэффициента лобового сопротивления
Схао оценивается в первом приближении по данным гидросамоле-
тов, близких по схеме и размерам к проектируемому:
С ха^Ро! Ро> (9-2)
где САао и рй — коэффициент СЛя0 и нагрузка на крыло гидроса-
молета-прототипа; р0 — нагрузка на крыло проектируемого гидро-
самолета.
При отсутствии сведений о лобовом сопротивлении самолета-
прототипа значение Схао можно определить, если известна ско-
рость полета на определенной высоте и соответствующая этой ско-
рости и высоте суммарная мощность (тяга) двигателей Ns (Ps).
Расчет выполняется в такой последовательности:
CxaV = 150ц BN s/( QH V3S) или
C,flz, = 2Ps/(e/il/25); (9.3)
CI/flI,=2m/(Q//V2S); (9.4)
Сxai^Cyavl7(.k\K', (9. О)
Cxa^Cxav-\-Cxai. (9.6)
Здесь qh — массовая плотность воздуха на высоте полета; tjb —
КПД винта. Для металлических ВИШ принимается т]в = 0,78...
0,80; для винтов фиксированного шага с деревянными лопастями
Цв=0,75; k\ «0,85— коэффициент перехода от геометрического к
эффективному удлинению.
Методика приближенной оценки Сха0 неприменима для скоро-
стей полета, на которых, начинает проявляться влияние сжимаемо-
159
Рис 9. 8. Зависимость
коэффициента k0 от
отношения HjB
Рис. 9.9. Влияние формы ску-
ловой линии на аэродинамиче-
ское сопротивление корп>с1
сти воздуха. Для гидросамолетов, не имеющих ограничений макси-
мальной скорости у земли, в формулы (9. 3) . . . (9. 6) подставляют
значения П= Потах, ол = 0,125, N\ = -/Vmaxs, где 7Vmaxs —суммар-
ная номинальная мощность двигателей у земли с учетом скоростно-
го наддува.
При построении поляры гидросамолета, необходимой для его
аэродинамического расчета, определение Сха0 проводится по мето-
дике, изложенной в гл. 5. Коэффициент сопротивления лодки CV1 Ол
при СУа=0 рассчитывается с учетом поправочных коэффициентов,
связанных с формой и параметрами лодки:
АСХЙД, (9.7)
где Cf — коэффициент трения плоской пластинки при хт = 0 (см.
рис. 5.5), 5., лз (2,7.. .2,8)/л ]/SM— полная поверхность лодки;
т)с — коэффициент, учитывающий удлинение корпуса (см. рис. 5. 6);
— коэффициент, учитывающий влияние сжимаемости (см. рис.
5.7); т]л = £о (^i+^+^+^t)—поправочные коэффициенты;
5£Сла л— прирост коэффициента сопротивления при наличии над-
строек на корпусе лодки.
Поправочные коэффициенты определяются по формулам и гра-
фикам: k0=f(HIB) по рис. 9.8; = 1+3,78/гхв//л; /zXB и /л показа-
ны на рис. 9. 10, a; k2=0,072 — коэффициент, учитывающий попереч-
ную килеватость; +— коэффициент, учитывающий форму в плане
второго редана; й3=0,22— для лодок с прямым вторым реданом,
&з = 0,09 — для лодок с заостренным реданом; k4 — коэффициент,
учитывающий форму скуловой линии (рис. 9. 9).
Аэродинамическое сопротивление поддерживающих подкрыль-
ных поплавков обычно не превышает 2... 3% от полного сопротив-
ления гидросамолета; Схап— минимальный коэффициент сопротив-
ления поплавка, отнесенный к его миделю, составляет 0,1 ... 0,3.
При определении потребной энерговооруженности гидросамоле-
та сравнивают между собой ее значения, полученные из расчета
наиболее тяжелых (по величине потребляемой мощности) режимов
полета, к которым относятся:
160
— полет с максимальной скоростью на расчетной высоте;
— полет на высоте потолка;
— взлет с заданной длиной или временем разбега;
• — набор высоты с заданной вертикальной скоростью;
— полет при отказе одного из двигателей.
Методика расчета потребной энерговооруженности приведена в
гл. 6. В результате расчетов выбирают большее из полученных зна-
чений энерговооруженности.
9. 4. РАСЧЕТ ВЗЛЕТНОЙ МАССЫ
В первом приближении взлетная масса гидросамолета может
быть найдена по формуле
тэк + mo6+ (1 + У а, 90) ткоч
Ото = —-у=-----г • (9.8)
I — («кон -т- ггу„р + тс.у -L )
Масса экипажа и оборудования его рабочих мест —т)и, аэро-
навигационного, радио- и морского оборудования — /иоб и коммер-
ческой нагрузки (пассажиров с багажом) — /иком определяется на
основании соответствующих разделов технических требований.
Можно принимать тэк=100нЭк, где пэк— число членов экипажа.
Масса агрегатов оборудования кабины at, приходящаяся на од-
ного пассажира (кг/пассажир) такова:
Пассажирское сиденье . ............7... 11
Теплозвукоизоляция и отделка..................5... 10
Бытовое оборудование (гардероб, тлалет).......4 ... 10
Высотное оборудование (для самолетов с герметическими
кабинами)........................................7 . . 10
Спасательный пояс (жилет).....................0,9... 1.2
Относительная масса конструкции и системы управления.
К конструкции гидросамолета относится крыло, лодка, оперение,
подкрыльные поплавки и колесное шасси (для амфибий). Относи-
тельные массы крыла, оперения и шасси определяются по форму-
лам, приведенным в гл. 3.
Относительная масса лодки
^ = (14-0,01^)^,/^, (9-9)
где k — запас плавучести; k[ — коэффициент, учитывающий усиле-
ние корпуса амфибий при установке сухопутного шасси: для лодоч-
ных гидросамолетов £1=1,0; для амфибий 1,06 ... 1,07; дл =
=25 . . . 35 кг/м3 — средняя плотность конструкции лодки; о—
плотность воды: у пресной речной или озерной воды q= 1000 кг/м3;
у морской воды q= 1025 кг/м3.
Для подкрыльных поплавков можно принимать тп = 0,01
0,02. Большие значения берутся для убирающихся поплавков.
Относительная масса систем управления и несъемного оборудо-
вания znynp принимается по данным статистики:
Основное управление...............................0,01... 0,015
Гидро-газовая система.............................0 0°3 0,020
Электрооборудование...............................0,01... 0,05
161
Противообледенительное оборудование..............0,008
Противопожарная система.......................... 0,002 .. . 0,005
Относительная масса топлива и масла. Относительная масса
топлива у легких гидросамолетов не превышает 20 . . . 25%. Поэто-
му изменение массы самолета при выгорании топлива можно без
существенного ущерба для точности учесть осредненной величиной
массы и тт определять в такой последовательности:
1‘ ^уакрейс 2/7Ср/(р^ 1/кргйс), (9.10)
где рср = р0(1—0,5 тг). В первом приближении тт = 0,1 .. . 0.2—
в зависимости от дальности полета; КкрСйС~ (0,8 . . . 0,85) Vmax, м/с;
2- Сгя крг"с Ч" крейс/(л^хл); (9.11)
о Гг _________ ^Я^крейсСха крейс
• •'''крейс — Г7Т
!•>“ ’’Ь.крейс/’ср
(9.12)
где КПД винта т]в крейс~тЬтах=0,8 . . . 0,82.
4. Относительная масса топлива, потребного для взлета, набо-
ра высоты, посадки и работы двигателей при рулении и прогреве:
Дттг,
сН
1 — сН
(9. 13)
Здесь Н (в км)-—рабочая (крейсерская) высота полета; с =
= 0,003 . . . 0,0035 для самолетов с ПД; с=0,004 . . . 0,005 для само-
летов с ТВД.
5- "Т Се крейс-^крейс f ДЖ Iz I- Д.з IЧ- Ат?7г, (9. 14)
\о,О и крейс /
где /н 3=0,5 ... 1,0 ч — время полета на навигационном запасе
топлива; секрСйе — удельный расход топлива на крейсерском режи-
ме полета. В предварительных расчетах можно принимать =
= 0,23 .. . 0,24 кг/л. с-ч - для ПД; секрейС = 0,3 . . . 0,35 кг/э. л с X
Хч — для ТВД.
Запас масла составляет около 8°/о от максимального количества
топлива для самолетов с ПД и около 3% —Для самолетов с ТВД.
Соответственно, =0,08 тт щах (дляПД); тч=0,03тйттах (для
ТВД),
где №-max — относительная масса топлива, потребного для’полега
на максимальную (перегоночную) дальность Lmax.
Суммарная относительная масса топлива и масла
/пг.ч=отгЧ-отч.
Силовая установка
(9.15)
где kc v= 1,4 . . . 1,6 — коэффициент, учитывающий массу капотов
и системы крепления поршневого двигателя на самолете, массу обо-
рудования силовой установки, смонтированного на двигателе и в
гондоле двигателя; для_ТВД kc у= 1,7 .. . 2,0; удв = mnB/N01 — удель-
ная масса двигателя; No— стартовая энерговооруженность; тТ 0 —
162
росту гидродинамического сопротивления на предвзлетных скоро-
стях.
Полная длина корпуса двухреданной лодки определяется с уче-
том потребного, по условию устойчивости в полете, плеча горизон-
тального оперения /г 0:
Z^Z^a + Z^ + Д/. (9.18)
Можно принимать /г. о= (2,8 .. . 3 2) ЬА, где ЬА— средняя аэро-
динамическая хорда крыла; AZ — назначается по конструктивным
соображениям.
Полная длина корпуса однореданной лодки или поплавка:
Z^-M- „ (9-19)
Цилиндрическая вставка—участок длиной /ц с постоянным по-
перечным сечением — перед первым реданом улучшает гидродина-
мические характеристики корпуса при выходе на глиссирование.
Обычно принимается /ц== (1,2 .. . 1,5) В.
Высота корпуса лодки или поплавка, обеспечивающая требуе-
мый запас плавучести, определяется по формуле
> то(1 + 0,QU)
вв/ле
где k — запас плавучести (задан техническими требованиями); 6 —
коэффициенты полноты объема корпуса. В первом приближении
можно принимать б ~ 0,45 —для лодок и б —0,47 —для поплавков.
Ниже уровня, определяемого высотой Н, корпус не должен
иметь отверстий и негерметичных лючков, через которые внутрь его
может попадать вода.
Форма в плане и высота реданов. Передний (основной) редан
способствует отрыву воды от зареданного участка днища, что при-
водит к резкому снижению гидродинамического сопротивления на
участке глиссирования. Наиболее часто встречается прямой в пла-
не передний редан (рис. 9. И, а) с постоянной высотой ступеньки.
Недостаточная высота ступеньки может вызвать появление «бар-
сов» — рикошетирования — при по-
садке гидросамолета. Заостренная в
плане форма переднего редана (рис.
9.11, в) дает меньшее сопротивление
в полете и меньшее брызгообразованпе
при малых сдо, но ухчдшает путевую
устойчивость в начале разбега.
Второй редан улучшает продольную
устойчивость при разбеге и уменьшает
заливание водой кормовой части лод-
ки. Для уменьшения аэродинамиче-
ского сопротивления корпуса второму
редану часто придается заостренная
форма в плане (рис. 9.11. б, в). При
прямом заднем редане его ширина сос-
тавляет приблизительно 80% от шири-
ны переднего редана.
165
Продольная килеватость межреданной и кормовой частей кор-
пуса характеризуется углами yi и у2 (см. рис. 9. 10).
Угол продольной килеватости межреданной части yi выби-
рается в пределах 5 . . . 9°. При меньших значениях угла у; возра-
стает скорость, потребная для выхода на редан, увеличивается гид-
родинамическое сопротивление при глиссировании и может быть
затруднен перевод гидросамолета на взлетный угол атаки. Кроме
того, малые значения угла yi приводят к увеличению посадочной
скорости, так как препятствуют приводнению на больших углах
атаки крыла.
Чрезмерное увеличение угла уд сопровождается увеличением
дифферента при разбеге, что также ведет к снижению гидродина-
мического качества.
Во избежание подсасывания воды и заливания кормовой части
лодки, угол продольной килеватости у2 принимается достаточно
большим (20... 30°). Желательно, чтобы верхняя линия контура
кормовой части лодки не имела подъема, приводящего к росту со-
противления в полете.
Поперечная килеватость днища (см. рис. 9. 10, б) нужна для
уменьшения перегрузок при посадке и при движении по взволнован-
ной поверхности воды. Поперечная килеватость улучшает также
путевую устойчивость гидросамолета при разбеге, рулении и бук-
сировке. Наиболее целесообразной формой днища считается плос-
ко-килеватая со скуловыми накладками, уменьшающими брызго-
образование. Углы поперечной килеватости днища на переднем ре-
дане имеют следующие значения: |3i = 10 . . . 30°; j32 = Pi — (4 . . . 6)°.
Уменьшение угла Pi повышает гидродинамическое качество на глис-
сировании и уменьшает осадку гидросамолета, что является суще-
ственным фактором при эксплуатации на мелководных реках п озе-
рах. Увеличение угла pi улучшает амортизирующие свойства дни-
ща — уменьшает величину действующих перегрузок. Для повыше-
ния мореходности требуется большая килеватость, но принимать
угол Pi более 30° нецелесообразно, а при p,i^60° глиссирование
становится невозможным.
За передним реданом, по направлению к корме, килеватость
днища изменяется незначительно, перед цилиндрической вставкой
корпуса (к носу) возрастает до 48 . . . 65°.
Носовая часть корпуса должна разваливать встречную воину
и не создавать буруна и брызг. Этому требованию отвечают пло-
ско-килеватые носовые образования с небольшим отгибом у скул.
Придание носовой части закругленной обтекаемой формы без рез-
ко выраженной скулы приводит к зарыванию на разбеге и залива-
нию палубы.
Скула препятствует прилипанию воды к бортам. Рекомендует-
ся, чтобы при плавании гидросамолета скула выводила из воды
примерно на половине длины носовой части корпуса и образовы-
вала с поверхностью воды угол 6 ~ 11° (см. рис. 9. 10, а).
Борт выше ватерлинии и палуба не влияют на гидродинамиче-
ские характеристики корпуса. Ниже ватерлинии желателен верти-
166
кальный подь^м бортов.
На участке заостренного
в плане второго редана
допускается развал бор-
тов наружу.
Поддерживающие по-
плавки поперечной остой-
чивости устанавливают г >
возможности ближе к
концам крыла. Размер
стойки поплавка подбира-
ют таким, чгсбы на сто-
янке гидросамолет при-
нимал остойчивое поло-
жение при крене, не пре-
вышающем 2 . . .3°. Рас-
четным случаем для опре-
деления потребного объ-
ема поплавка является
Рис. 9. 12. К подбору поплавков попереч-
ной остойчивости
положение гидросамолета на скате волны с одновременным воз-
действием бокового ветра (рис. 9.12, а). Для прикидочных расче-
тов можно применять формулу
£|П (°'. + 6) (9 ГЦ)
бЛ1.р
где £ = 2,5 ... 3,5 — запас поперечной остойчивости; Лл^21 туе —
метацентрическая высота корпуса лодки — разность вертикальных
координат центра масс гидросамолета и метацентра корпуса (бе-
рется абсолютное значение); 90 = 3° — начальный крен; 9 — уве-
личение угла крена из-за волнения и воздействия ветра. Угол О
принимается не менее 4°; g — плотность воды; /пр — разнос по-
плавков по размаху.
После определения потребного объема поплавка его основные
размеры определяются в такой последовательности:
ширина поплавка Ва= (0,82 . . . 0,88) / еп;
длина поплав’ а /п= (3,4 . 3,0) 8П;
высота поплавка Нп— (0,85 . . . 1,0) 5П.
Угол поперечной килеватости в миделевом сечении |31=16...
. . . 20°.
Во избежание зарывания поплавка в воду угол <рп между по-
верхностью воды и линией киля у заднего обреза поплавка или у
редана (если применяют поплавки с реданами) принимается не ме-
нее 1 ... 4° (рис. 9. 12, б, в).
9.6. КОМПОНОВКА ГИДРОСАМОЛЕТА
В процессе разработки компоновочного чертежа уточняется вза-
имное расположение основных агрсгаюв гидросамолета. По най-
денным размерам, с учетом приведенных выше рекомендаций, вы-
черчивается контур боковой проекции лодки пли поплавка, наме-
Ю7
Рис 9 13 Установка крыла
чается отвечающее требованиям гидродинамики положение центра
масс гидросамолета относительно носа лодки и положение хвосто-
вого оперения. Для нейтрализации пикирующего момента от тяги
винта, линия действия которой обычно проходит выше центра масс
гидросамолета, целесообразно располагать стабилизатор под соот-
ветствующим углом установки в струе винта. Подъем стабилизато-
ра рекомендуется также и в целях его защиты от повреждения
волной, поднимаемой при разбеге гидросамолета.
Определяется (приближенно) осадка Т в сечении по первому
редану:
Т ^mol\bLwBQ), (9.221
где то — взлетная масса (для двухпоплавкового гидросамолета
берется O,5mo); Lw— грузовая ватерлиния, соответствующая та
Lw= (0,92 ... 0,96) (Z1+/2)—-Для двухреданных лодоь;
Lw— (0,82 ... 0,96) (Z1H-Z2)—для однореданных лодок; б — коэф-
фициент полноты водоизмещения погруженной части корпуса (б«
«0,43. . . 0,50). Меньшие значения б соответствуют большим углам
поперечной килеватости днища. Для лодок и поплавков с плоским
днищем 6 = 0,5.
Грузовая ватерлиния проводится под углом начального диффе-
рента <р0, отсчитываемого от линии параллельной килю цилиндри-
ческого участка корпуса (рис. 9. 10, а); <р0~ 1,5 . • . 2,5° — для ло-
док; фо «2,5 . . . 3,5°— для поплавков.
Определяется положение крыла. Угол его установки должен
обеспечить возможно меньшее сопротивление корпуса на крейсер-
ском режиме полета, посадку гидросамолета на два редана и отрыв
при взлете на углах атаки, не превышающих критического значе-
ния. Этим противоречивым требованиям соответствуют следующие
условия (рис. 9. 13):
9усг ^крейс,
Туст ^кри г.иос (2...3 ) X Al,
^Kpnr.im (2...3 ) X 'Рогр-
Здесь фуст — угол установки крыла относительно оси фюзеляжа
поплавкового гидросамолета или корпуса лодки; х — угол установ-
ки поплавка относительно оси фюзеляжа; х=0 — для лодок, х =
= 0...3° —для поплавковых гидросамолетов; аКрейс — угол атаки
168
крыла на крейсерском режиме полета; акрИт. пос и акрИт. взл — крити-
ческие углы атаки крыла на посадке и при взлете; <p0Tp~8 ... 9° —
угол дифферента гидросамолета при отрыве. Значения аЕрит пос и
«крит взл берутся с учетом положения механизации крыла на взлете
и посадке.
Получить углы атаки при посадке, близкие к критическому зна-
чению, обычно не удается, так как при этом требуются большие уг-
лы установки крыла, невыгодные в условиях крейсерского полета,
и поэтому посадка гидросамолета выполняется на повышенных
скоростях.
Расположение воздушного винта намечается с учетом следую-
щих рекомендаций и требований.
1. На основном (крейсерском) режиме полета направление тяги
винта должно совпадать с линией полета или составлять с ней '.тол
Фг не более 1,5 .. . 2,5° (см. рис. 9. 10, а).
2. Зазор между концом лопасти винта и палубой лодки должен
быть не менее 50 ... 75 мм.
3. Для исключения возможности попадания воды на винт двух-
поплавкового гидросамолета зазор между концами лопасти и по-
верхностью воды (ватерлинией) должен быть не менее 500 мм.
С этой же целью плоскость вращения винта должна проходить над
точкой пересечения скулы с ватерлинией или впереди ее.
4. Для гидросамолетов с установкой двигателей на крыле зазор
между винтами и водой рекомендуется выбирать не менее 500 мм.
ГЛАВА 10
ОСОБЕННОСТИ ПРОЕКТИРОВАНИЯ
ЛЕГКИХ СПОРТИВНЫХ САМОЛЕТОВ
В настоящее время существует несколько подклассов легких самолетов, пред-
назначенных для выполнения задач, связанных с авиационным спортом. Это мно-
гоцелевые самолеты, обеспечивающие буксировку спортивных планеров и обслу-
живающие спортсменов — парашютистов, учебно-пилотажные, акробатические и
рекордные самолеты Но если многоцелевые спортивные самолеты представлшот,
как правило, разновидность легких многоцелевых самолетов, то акробатические
самолеты отличаются ярко выраженной специфичностью предъявляемых к ним
требований Именно такие самолеты, предъявляемые к ним требования и осо-
бенности их проектирования и рассматриваются в этой главе.
10.1. ТРЕБОВАНИЯ К СПОРТИВНО-ПИЛОТАЖНЫМ САМОЛЕТАМ
Рассмотрим требования, которые определяют техническую концепцию совре-
менного акробатического самолета и являются специфичными только для самоле-
тов данного назначения.
Пилотажные требования непосредственно формируют облик акробатического
самолета, влияют на выбор весовых, геометрических и аэродинамических пара-
метров, определяют характеристики устойчивости и управляемости. Более под-
робно эти требования рассмотрены ниже.
Компоновочные требования влияют на выбор схемы и определяются тлавным
образом необходимостью обеспечения особого обзора из кабины летчика на пило-
таже и особенностями придания акробатическому самолету требуемых штопор-
169
ных характеристик. Эти требования также будут более подробно рассмотре 1ы
ниже при выборе схемы самолета.
Специфичными являются требования к силовой установке акробатического
самолета. Они предусматривают прежде всего хорошую приемистость двигателя
(не более двух секунд) и бесперебойную, надежную его работу во всем диапа-
зоне эксплуатационных скоростей и перегрузок при любом положении самолета
в пространстве. Управление силовой установкой не должно обременять летчика,
отвлекать его внимание и требовать сложных или частых манипуляций.
Эти требования тесно смыкаются с требованиями к приборному и специаль-
ному оборудованию. Акробатический самолет должен иметь упрощенный состав
пилотажио-навигационного и радиооборудования. Это соображение вытекает, во-
первых, из того, что на акробатических самолетах, как правило, летают пилоты
высокой квалификации, не требующие так называемых «ученических» прибироз.
и, во-вторых, из того, что полеты на акробатический пилотаж проводятся всегда
в условиях хорошей видимости, освещенности и достаточно высокой облачности.
Радиотехническое оборудование акробатического самолета обычно ограни-
чивается применением одной командной ультракоротковолновой радиостанции и
резервной аккумуляторной батареи для ее питания. Такой радиостанции вполне
хватает для обеспечения надежной двусторонней радиосвязи в районе аэродро-
ма, где обычно и расположены пилотажные зоны. Что касается дальних переле-
тов, то по установившейся практике они происходят за самолетом-лидером, обо-
рудованным более мощной связной радиостанцией. Командная радиостанция дол-
жна быть легкосъемиой, так как по требованиям большинства спортивных сорев-
нований оснащение радиостанциями самолетов-участников запрещено.
Требования к конструкции и эксплуатационные требования определяются
тактикой применения акробатического самолета. Планер самолета должен обес-
печивать возможность разборки, быстрой сборки и регулировки без использо-
вания сложного вспомогательного оборудования или высококвалифицированных
специалистов. Одной из отличительных черт акробатических самолетов является
большая интенсивность полетов с максимально разрешаемым нагружением кон-
струкции. Требуется принимать меры по созданию безопасно разрушающейся
конструкции, обеспечить подход к жизненно важным элементам конструкции для
своевременного обнаружения трещин, течей, задиров и т п. Для уменьшения мас-
сы акробатических самолетов (учитывая непродолжительность полетов) практи-
куется минимальная их заправка топливом и маслом. По этой причине дозаправ-
ка акробатических самолетов производится довольно часто и требует удобного
подхода к заливным горловинам, зарядным штуцерам и к разъемам аэродром-
ного питания.
Несмотря на меры по обеспечению безопасности полетов, на акробатическом
самолете должна быть предусмотрена возможность надежного аварийного поки-
дания его летчиком. Для этого современный акробатический самолет должен
иметь либо безотказно открывающийся в любой полетной ситуации фонарь ка-
бины, либо систему1 аварийного отделения (сброса) фонаря.
Следует иметь в виду, что к акробатическим самолетам предъявляется и мно-
жество других требований, касающихся экономичности, технологичности и т. п.
Эти требования также влияют на облик акробатического самолета и должны
приниматься во внимание при его проектировании.
10. 2. ОЦЕНКА И ВЫБОР СХЕМЫ
СПОРТИВНО-ПИЛОТАЖНЫХ САМОЛЕТОВ
Схемы современных спортивно-пилотажных самолетов не отличаются боль-
шим разнообразием. Все последние акробатические специализированные самоле-
ты представляют собой либо свободнонесущ’,с‘ монопланы нормальной схемы,
либо одностоечные бипланы нормальной схемы, причем предпочтение все больше
отдается моиоплаиам. Аппараты других схем («утка», «таидем», «бесхвостка»)
считаются непригодными для выполнения современного высшего пилотажа из-за
их динамических особенностей, в частности, неудовлетворительных штопорных
свойств.
Современный спортивно-пилотажный самолет должен четко и энергично вы-
полнять штопор плоский и крутой, прямой и перевернутый, быть максимально
170
приспособленным для выполнения штопорных бочек при разном положении в
пространстве и должен иметь при этом минимальные запаздывания на выходе
из штопорных фигур. Перечисленным требованиям в большой мере отвечает би-
иланная схема как более компактная, с меньшим аэродинамическим демпфиро-
ванием, и именно этими ее качествами в первую очередь, а не маневренными
свойствами объясняется ее применение. На рис. 10.1 ... 10.5 показаны типичные
акробатические самолеты.
Выбирая между бипланной и монопланной схемами, нужно иметь в виду,
что зрелищно пилотаж самолета-моноплана более привлекателен, при этом си-
луэт самолета, его фиксации и угловые перемещения лучше просматриваются с
земли, и это позволяет уверенней судить о качестве пилотажа и квалификации
летчика-спортсмена.
Одной из основных задач, решаемых при проектировании современного акро-
батического самолета, является придание ему как можно более полной симмет-
ричности в прямом и перевернутом полете. Требование симметричности опреде-
ляется большой насыщенностью современного высшего пилотажа фигурами, вы-
полняемыми с отрицательной перегрузкой. Это оказывает влияние как на выбор
параметров несущих и управляющих поверхностей, так и на выбор схемы са-
молета в целом. Таким требованием можно объяснить применение на акробати-
ческих самолетах симметричных либо близких к ним профилей крыла и появ-
ление самолетов со среднерасположенным крылом, имеющим нулевую V-образ-
ность, нулевой угол заклинивания и среднерасположенное горизонтальное опере-
ние (рис. 10.3, 10.4, 10.5, 10.6). Такие самолеты имеют, как правило, и оди-
наковую эффективность рулей высоты для создания положительных и отрица-
тельных перегрузок.
На выбор схемы акробатического самолета оказывает влияние используемая
сиЛовая установка. Лучше всего отвечают требованиям силовые установки, по-
строенные на базе легких поршневых двигателей воздушного охлаждения. Имен-
но эти двигатели — звездообразные, рядные или опознтные — установлены на
всех современных акробатических самолетах. Газотурбинные двигатели пока не
получили широкого распространения, хотя спортивно-политажные и тренировот-
ные самолеты с такими двигателями создаются во многих странах.
Традиционным местом расположения двигателя является носовая частя са-
молета. В принципе не исключается и установка двигателя в хвосте с примене-
нием толкающего воздушного винта, однако связанные с этим трудности соблю-
дения нужной центровки, компоновки шасси и обеспечения безопасности поки-
дания самолета в полете делают такую схему размещения винтомоторной уста-
новки трудноосуществимой.
Большое влияние на схему акробатического самолета оказывает требование
особого обзора из кабины летчика. При выполнении фигур пилотажа летчик по-
стоянно ориентируется по горизонту и наземным ориентирам для выдерживания
требуемых угловых положений самолета и места пилотажа. Обзор из кабины
акробатического самолета должен позволять видеть горизонт и границы пило-
тажной зоны на земле при любом положении самолета в пространстве. Акроба-
тический самолет с достаточно высокими пилотажными характеристиками, но с
неудовлетворительным обзором не позволяет летчику раскрыть все возможности
этого самолета, а связанные с затрудненной ориентировкой неизбежные ошибки
пилотирования отрицательно сказываются на качестве пилотажа. Вот почему
требованиям обзора на акробатическом самолете уделяется особое внимание.
Обычно эти требования удовлетворяются применением фонарей кабин с полным
круговым обзором, включая и обзор назад (самолеты Як-50, Z-50L, «Acrostar>),
и специальных остеклений в полу кабины, дающих возможность летчику видеть
землю прямо под самолетом либо видеть горизонт при нахождении самолета на
вертикали (самолеты Z-526AFS, Pitts-Special). Остекление в полу кабины хоро-
шо показало себя на практике и может быть рекомендовано для акробатите-
ских самолетов везде, где это не сопряжено с большими конструктивными ус-
ложнениями и ослаблением конструкции.
Остановимся на выборе схем отдельных агрегатов акробатических самолетов.
Как уже было отмечено, на современных самолетах этого типа чаще исполь-
зуется свободнонесущее крыло и монопланная схема и реже используется схема
одностоечного биплана. Подкосная конструкция крыла не получила распростра-
171
Рис 10 1 Самолет Як-50 (СССР)
лет Pit s Special Г < и1\)
Рис 10 3 Самолет Stephens Akvo (США)
172
Рис. 10 4 Самолет Hirth «Acrostar» (ФРГ)
Рис 10 5 Самолет Z 50L (ЧССР)
иения на акробатических самолетах хотя известны самолеты для прямого пило-
тажа и с такой схемой крыла При выполнении же фигур обратного пилотажа
подкосы нижнего расположения, используемые в случае высокорасположенного
крыла, воспринимают значительные сжимающие нагрузки, что приводит к воз
растанню их массы и сечения В случае низкорасположенного крыла с верхними
подкосами масса их хвеличивается еще больше, так как положительные расчет-
ные перегрузки, на которые проектирхется акробатический самолет обычно боло
ше отрицательных на несколько единиц Таким образом, подкосная схема пред-
ставляется невыгодной для акробатического самолета, тем более, что самолет,
имеющий крыло такой схемы, мало отвечает требованиям симметричности в пря-
мом и перевернутом полете Для крыла современных акробатических самолетов
характерен полный отказ от всех видов взлетно посадочной механизации, чго
заметно упрощает и удешевляет конструкцию крыла и сокращает состав борто-
вого оборудования Исключением из сказанного являются так называемые манев
ренные закрылки, которые стали появляться в последнее время на некоторых
акробатических самолетах (западногерманский спортивно-пилотажный самолет
«Acrostar», советский экспериментальный самолет «Квант») Такие закрылки
173
о го
Рис 9. 10. Основные размеры и геометрические характеристики
корпуса
относительная масса баков и агрегатов топливной и масляной си-
стем, пропорциональная максимальному количеству топлива и
масла:
щгС = (0,07.. .0,09) т«г.1пах+1,25mM.
(9. 16)
9. 5. РАЗМЕРЫ И ФОРМА ОСНОВНЫХ АГРЕГАТОВ
ГИДРОСАМОЛЕТА
Методика определения параметров сухопутных самолетов, изло-
женная в гл. 7, остается в силе при проектировании гидросамоле-
тов и амфибий. Поэтому здесь рассматривается определение основ-
ных размеров и анализируется форма только специфических агре-
гатов гидросамолета — лодок и поплавков (рис. 9. 10).
Ширина корпуса по редану (В) является важнейшим линейным
параметром лодки или поплавка, влияющим на гидродинамиче-
ские, аэродинамические и весовые характеристики гидросамолета.
Значение В определяется по формуле
В=\/(9.17)
где т0 — взлетная масса гидросамолета (для двухпоплавковых гид-
росамолетов в эту и в последующие формулы вместо т0 подстав-
ляется 0,5 т0); q — плотность воды; сдо —коэффициент начальной
нагрузки на воду. В первом приближении, при отсутствии резуль-
163
татов буксировочных испытаний моделей значения сдо можно
взять из табл. 9. 2.
S. 2. Значения коэффициента сд0 и удлинения корпуса лодки
(поплавка)
Схема гшросамоле а ’К
Летающие лодки 0,3. . 1,2 4,0 . . 6,5
Однопоплавковые гидросамолеты 1,2 . . 1,7 5,5. . 7,0
Двухпоплавковые гидросамолеты 1,7. . 1,9 6,0. . 8,75
Следует иметь в виду, что уменьшение с до (увеличение ширины
корпуса) облегчает выход на глиссирование и уменьшает брызго-
образование при разбеге, но одновременно возрастает сопротивле-
ние на предвзлетных скоростях и аэродинамическое сопротивление
в полете, увеличиваются перегрузки при посадке, растет масса кон-
струкции лодки или поплавка. Меньшие из указанных в табл. 9.2
значения сдо рекомендуются для самолетов с малой стартовой
энерговооруженностью и относительно невысокими скоростями от-
рыва. Полученная в результате расчета по формуле (9. 17) ширина
корпуса должна быть увязана с требованиями к размещению эки-
пажа и пассажиров.
Длина корпуса от форштевня до второго редана
где 1\ — длина носовой части (до первого редана); /2— длина меж-
реданной части корпуса.
Значения Ак приведены в табл. 9. 2. С ростом удлинения кор-
пуса уменьшается коэффициент его лобового сопротивления и улуч-
шается продольная остойчивость гидросамолета. Но рост удлине-
ния ведет также к увеличению массы корпуса и к некоторому
ухудшению маневренности гидросамолета на воде.
Длина носовой части 1Л влияет на продольную остойчивость и
на угол начального дифферента * гидросамолета. При больших
сдо увеличение длины носовой части устраняет опасность зарыва-
ния носом и затопления палубы при разбеге. Обычно принимается
/1 = (2,3 . . . 3.5) В — для лодок и Ц = (3,5 ... 5) В — для поплавков.
Можно также воспользоваться соотношениями:
/1= (0,52 ... 0,60) (/j+/2)—для поплавков и двухреданных
лодок;
1ъ= (0,43 . . . 0,47) (/j-)-Z2) — для однореданных лодок.
Положение лодки (поплавка) относительно центра масс гидро-
самолета рекомендуется выбирать таким, чтобы расстояние по го-
ризонтали между центром масс и первым реданом (размер са») со-
ставляло (0,15 .. . 0,3) В. Увеличение размера «а» (передняя цент-
ровка гидросамолета) снижает углы дифферента во всем диапазо-
не скоростей разбега и облегчает выход на редан, но приводит к
*Днфферент — наклон продольной осн гидросамолета к поверхности воды.
164
Рис. 10.6. Самолет с симметричным профилем крыла. На
фонаре видны метки для ориентирования при пилотаже
включаются в канал управления по тангажу и совместно с рулем высоты или с
цельноповоротным оперением и зависающими элеронами образует систему непо-
средственного управления подъемной силой самолета.
Если среди схем крыла акробатических самолетов можно выделить некото-
рые наиболее типичные, то схемы оперения этих самолетов отличает большое
разнообразие. Это и свободнонесущая схема (Як-50, Z-526AF) и подкосная схе-
ма (Z-50L), расчалочная схема (Pitts-Special, Stephens Akro) и цельноповоротное
горизонтальное оперение («Acrostar»). Выбор той или иной схемы оперения зави-
сит от общей конструктивно-технологической концепции акробатического само-
лета, поэтому трудно выделить из них какие-то наиболее прогрессивные. Следу-
ет тем не менее отметить, чго на конструкциях последнего времени реже встре-
чается расчалочная схема, чаще свободнонесущая или подкосная. Что касается
гельноповоротного оперения (рис. 10.7), то несмотря на его привлекательность,
Рис. 10. 7. Цельноповоротное гори-
зонтальное оперение самолета
наблюдается некоторая осторожность в его
применении, которою можно объяснить, в
частности, трудностями доводки такого
оперения по шарнирным моментам и слож-
ностью обеспечения жесткости узлов его
пазесни.
Наиболее типичной схемой шасси сов-
ременного акробатического самолет являет-
ся схема с хвостовой опорой. Имея наи-
дучшие весовые и компоновочные характе-
эистики, она, бесспорно, лучше других от-
зечает требованиям к шасси акробатическо-
го самолета. Отрицательные качества этой
схемы, связанные, в основном, с неустойчи-
востью. движения по земле, неудовлетвори-
тельными капотажными свойствами, ск.юн-
гостыо к подскокам на посадке, недоста-
точным обзором из кабины при рулении и
г. п. допустимы, так как акробатические
самолеты пилотируются, как правило, лет-
шками высшей квалификации, у которых
преодоление перечисленных недостатков
схемы шасси с хвостовой опорой не вызы-
вает значительных затруднений. Кроме то-
174
го, как уже было скаазно, акробатические самолеты экспуатируются с подготов-
ленных аэродромов, где капотаж из-за наезда самолета на неожиданное пре-
пятствие маловероятен
Важнейшим вопросом, решаемым при выборе схемы шасси акробатического
самолета, является вопрос о целесообразности его уборки в полете. Все требо-
вания к акробатическому самолету заставляют конструкторов склоняться к при-
менению не убирающегося в полете шасси, и именно такое шасси является сей-
час самым типичным для спортивно-пилотажных самолетов.
10.3. ВЫБОР ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ
СПОРТИВНО-ПИЛОТАЖНЫХ САМОЛЕТОВ
Основные параметры акробатического самолета полностью определяются
пилотажными требованиями, о которых упоминалось ранее. Эти требования не-
посредственно вытекают из особенностей высшего пилотажа, поэтому, прежде
чем перейти к рассмотрению собственно пилотажных требований, отметим ха-
рактерные отличия комплексов фигур современного высшего пилотажа.
Пилотажные комплексы, выполняемые акробатическим самолетом, год от
года становятся разнообразнее и сложнее. Усложняются как сами пилотажные
фигуры и их взаимосвязь, так и условия их выполнения. Характерным является
введение в комплексы большого числа фигур, выполняемых с отрицательной пе-
регрузкой (до 50%), штопорных фшур и фигур, связанных с полной потерей
скорости полета. При этом подавляющее число фигур выполняется с использо-
ванием вертикального маневра. На рис. 10.8 приведен типичный современный
комплекс фигур пилотажа, который разыгрывался как обязательное упражнение
на VIII чемпионате мира по высшему пилотажу (1976 г.). Как видно из при-
веденной схемы, десять фигур из восемнадцати выполняются с отрицательной
Рис. 10. 8. Типичный комплекс фигур высшего пилотажа:
------нормальный полет;--------перевернутый полет; /—фиксиро-
ванная бочка на угле 45°; 2—обратный штопор; 3—фиксированный че-
рез 90° рутерниман; 4—полубочка на угле 45°; 5—отрицательная што-
порная нисходящая бочка; 6—«восьмерка»; 7—восходящая полубочка;
8—полтора витка штопора; 9—3/4 восходящей бочкн; /0—3/4 нисходя-
щей бочки; 11—колокол; 12—рутерниман; 13— обратная полупетля;
14—вираж с вписанными бочками; 15—обратная дуга вверх; 16—што-
порная бочка на угле 45° вниз; 17—поворот на вертикали; 18—фикси-
рованная через 90° восходящая полубочка
175
Отсутствие потере
высоте! на разгоне
Достаточная
он ороподьемность
Хорошие разгонные
ха рантериотани
Четние угловые
фансацаи
Уффеятивное воздуш-
ное торможение
Минимальные радиусы
фигур
„ Точечный, "разворот
при нулевой снорости
полета
Унергичные штопор-
ные фигуры дез за -
оаздываная на выходе
Оффен -
тавносп
Тило размер самолета, |
Нзлишнее~демпфироВание~1Г\
инерционность самолета. |
Язродинамичесная симмет-
ри чнреть самолета
РеантиВный
____момент ванта________
Ги.роси on и чесний момент
винта
возрастание массы
нонструнции, связанное
со снижением сопро-
тивления сам слета
Неодходамость выполне-
ния плоеного штопора
пилотажной фигуры
возможность лесехода
в противоположный
штопор и „ запросов “при
лередержне руля
Пилотажные тредованая
Определяемые
параметры
Угра, я и чения
Рис. 10.9. Связь между пилотажными требованиями и параметрами акро-
батического самолета:
ч------необходимость уменьшения значения параметра; -<---необходимость уве-
личения значения параметра; -<---------------------------> параметры подежат взаимной корректировке
перегрузкой, пять являются штопорными и лишь одна является фигурой в гори-
зонтальной плоскости. Комплексы фигур пилотажа выполняются в строго опре-
деленной зоне воздушного пространства, ограниченной по высоте, длине и ши-
рине, и в течение заданного времени, причем с годами размеры пилотажной
зоны имеют тенденцию к уменьшению. Спортивными судьями штрафуются не
только неточности, допускаемые пилотами при выполнении отдельных фигур,
недоворотов по углу, нечетких фиксаций и т. п., но и все выходы за пределы пи-
лотажной зоны, а также несоответствие фактического времени выполнения ком-
плекса времени, предусмотренному на выполнение упражнения. Большую роль
при оценке качества спортивного выступления играет чисто зрелищная сторона
вопроса: слитность фигур, их согласованность, энергичность или плавность их вы-
полнения. Чтобы самолет можно было в течение выполнения всего комплекса
фигур удержать в пределах пилотажной зоны, он должен иметь минимально
возможные радиусы фигур, хорошие разгонные характеристики, эффективное воз-
душное торможение, достаточную скороподъемность. Должны быть также обес-
печены четкие угловые фиксации самолета при выполнении фигур, связанных с
вращением самолета вокруг его центра масс. Самолет должен энергично выпол-
нять все штопорные фигуры, включая штопор крутой и плоский, прямой и об-
ратный, штопорные перевороты и бочки без запаздывания на выходе из этих фи-
гур. Эти требования влияют на выбор таких важнейших параметров, как нагруз-
ка на крыло, энерговооруженность самолета, его аэродинамические н инерцион-
ные характеристики. Взаимосвязи между перечисленными пилотажными требова-
ниями, определяемыми ими параметрами и существующими ограничениями для
этих параметров показаны на рис. 10. 9.
176
Рассмотрим полет по криволинейной траектории в горизонтальной плоскости,
т. е. вираж самолета. Исходя из условия равновесия, можно заключить, что чем
большую подъемную силу способен развить самолет иа вираже, тем с большим
креиом, а следовательно, и перегрузкой самолет сможет выполнять вираж, не
снижаясь при этом, и тем меньше будет радиус виража
/?вир = 2p/(gCyaQ sin у). (10.1)
где р — нагрузка иа м2 крыла, Суа—коэффициент аэродинамической подъемной
силы, q — плотность воздуха, у — угол креиа.
Учитывая, что у большинства акробатических самолетов вираж без сниже-
ния практически возможен при крене ие более 60... 65° и что высший пилотаж
выполняется в среднем иа высоте около 500 м, получим
R'^=\,V2plCya. (10.2)
Теперь рассмотрим, каким образом можно «сэкономить» пространство пи-
лотажной зоны, необходимое для выполнения одного из наиболее распростра-
ненных вертикальных маневров — вывода из пикирования с последующим вво-
дом самолета в очередную вертикальную фигуру (рис. 10. 10).
Пусть в точке А пространства, расположенной вблизи нижней границы пило-
тажной зоны, самолет имеет скорость поступательного движения близкую к ну-
лю, что возможно, например, при выполнении в этой точке фигуры «поворот
иа вертикали». Далее должно последовать отвесное пикирование с разгоном до
скорости V и вывод из пикирования с перегрузкой пу. Связь между скоростью
п перегрузкой устанавливается следующей зависимостью:
пу = (QV2/2) (Суа/р). (10.3)
При условии, что иа выходе самолет ие должен пересекать нижнюю границу
пилотажной зоны, вывод может быть осуществлен с разными по значению пере-
грузками, с разгоном самолета иа пикировании до различных скоростей. Как
следует из рисунка, разгон самолета на пикировании до большей скорости свя-
зан с большей потерей высоты (Дг>#1) и соответствует большим перегрузкам,
действующим на летчика и иа конструкцию самолета. Однако именно такой
способ вывода из пикирования акробатического самолета наиболее распростра-
нен. Объясняется это тем, что самолет, выходящий из пикирования с большой
перегрузкой, обладает большим запасом кинетической энергии, необходимой для
выполнения следующей фигуры пилотажа. Кроме этого, при таком выводе эко-
номится пространство пилотажной зоны по оси X, т. е. ДХ=0. По этим сооб-
ражениям подобные маневры часто выполняются иа перегрузках близких к мак-
симально допустимым, т. е. при гай = 9. Таким образом, для конкретных условий
высшего пилотажа из выражения (10.3) получаем минимальное значение ско-
рости (в м/с) вывода с данной перегрузкой:
^выв = 12.3 уГ^С~уа. (10.4)
Зависимость между скоростью и перегрузкой даиа иа рис. 10. 11.
Из выражений 10.2 и 10.4 следует, что для уменьшения радиусов фигур в
горизонтальной плоскости и для снижения потерь высоты при выполнении фи-
гур в вертикальной плоскости необходимо понижать удельную нагрузку иа кры-
ло и повышать его несущую способность. При этом произвольному выбору дан-
ных параметров акробатического самолета препятствуют соответствующие огра-
ничения. Чрезмерное занижение удельной нагрузки иа крыло, как правило, при-
водит к иеоправдаииому для акробатического самолета увеличению размеров и
массы, а также приводит к ухудшению аэродинамических характеристик, что
отрицательно сказывается на пилотажных свойствах. Кроме того, переразмереи-
ному акробатическому самолету с заниженной удельной нагрузкой на крыло
свойственны излишние демпфирование и инерционность, которые предопределяют
вялое выполнение фигур, связанных с вращением самолета вокруг его центра
масс, и ведут к ухудшению характеристик управляемости.
Таким образом, из сказанного следует, что удельная нагрузка иа крыло ак-
робатического самолета может быть выбрана лишь в результате компромисса
между пилотажными требованиями и соответствующими ограничениями. Этот
7 879 177
Рис. 10. 10. Выход из пикирования Рис. 10. 11. Связь между скоростью и
перегрузкой
компромисс обычно приводит к удельным нагрузкам на крыло в диапазоне
50 ... 70 кг/м2, типичном для современных акробатических самолетов (табл. 1
в приложении).
Что касается придания крылу акробатического самолета необходимых несу-
щих свойств, то здесь приходится также разрешать противоречие между тре-
бованием иметь крыло с повышенными несущими характеристиками и требова-
нием как можно более полной аэродинамической симметрии акробатического са
молета в прямом и перевернутом полете. Эта задача в конечном счете сводится
к выбору профиля крыла, причем требования симметричности самолета все ча-
ще приводят к применению малонесущих симметричных профилей. Из табл. 4
в приложении видно, что шесть современных акробатических самолетов имеют
симметричные или близкие к симметричным профили крыла. Следует заметить, что
недостаток несущих свойств крыла с симметричными профилями может быть
частично компенсирован либо занижением удельной нагрузки на крыло, нахо-
дящейся тем ие менее в указанном выше диапазоне, либо применением системы
непосредственного управления подъемной силой, как это сделано на акробати-
ческом самолете «Aerostat». Использование такой системы позволяет в среднем
на 20.. . 25% увеличить несущую способность крыла, что практически эквива-
лентно применению несимметричного хорошо несущего профиля.
Величина радиусов фигур, выполняемых акробатическим самолетом в гори-
зонтальной и вертикальной плоскостях, в значительной степени зависит и от энер-
говооруженности самолета. Выражение (10.1) может быть записано следующим
образом:
Явир = ^2/(/Г 2— l), (10.5)j
откуда видна связь между величиной радиуса виража и скоростью, с котором
самолет его совершает. Чем больше скорость самолета на вираже, тем с боль-1
шей перегрузкой и креном будет совершаться вираж и тем меньше будет сто)
радиус. Такая же зависимость между скоростью и нормальной перегрузкой, но
уже при вертикальном маневре, вытекает из выражения (10.3) и из рис. 10.11.
Но скоростные качества самолета определяются его энерговооруженностью, по-
этому очевидна непосредственная связь между энерговооруженностью и величи-
ной радиусов фигур. От энерговооруженности акробатического самолета зависит
его скороподъемность (м/с):
max = loXN/mg. (10.6)
Достаточная скороподъемность является также одним из пилотажных требо-
ваний, вытекающих из необходимости придать пилотажному комплексу, выпол-
няемому акробатическим самолетом, компактный характер. Этими же сообра-
жениями продиктованы требование отсутствия непродуктивных, потерь высоты иа
разгоне и требование хороших разгонных характеристик.
178
Рассмотрим пример (рис. 10. 12). Допустим, что в точку О пространства пи-
лотажной зоны самолет попал после завершения фигуры, на выполнение кото-
рой был израсходован почти весь запас скорости (например, штопорной бочки
иа угле 45°). Для входа в следующую фигуру и выполнения ее с требуемой пере-
грузкой самолету нужно разогнаться до скорости Vi>Vo. При этом самолет,
обладающий достаточной энерговооруженностью, после короткого разгона будет
иметь нужную скорость Vt в точке А. Самолет же с меньшей энерговооружен-
ностью достигнет необходимой скорости либо в точке В после более продолжи-
тельного горизонтального разгона, либо в точке С, в которую ои попадает в ре-
зультате разгона со снижением. На самолетах с недостаточной энерговооружен-
ностью такой способ разгона (с «прижимом»), при котором составляющая мас-
сы самолета суммируется с тягой двигателя, используется довольно широко.
В обоих последних случаях при недостаточной энерговооруженности мы имеем
непродуктивную потерю пространства зоны; \Х — при разгоне по горизонтальной
траектории и АН — при разгоне по наклонной траектории.
На основании сказанного можно сделать вывод, что энерговооруженность
является важнейшим параметром акробатического самолета, увеличения которо-
го требуют сразу несколько выделенных нами пилотажных требований. Этот па-
раметр имеет ярко выраженную тенденцию к увеличению по мере совершенст-
вования акробатических самолетов. Если первые, даже специализированные спор-
тивно-пилотажные самолеты имели энерговооруженность порядка 0,20...
. . .0,25 л. с./кг, то у современных акробатических самолетов, как видно из табл.
4 в приложении, ее значение доходит до 0,36 . . . 0,37 л. с./кг, а у нового оте-
чественного спортивно-пилотажного самолета Як-50 энерговооруженность дове-
дена до 0,4 л. с./кг. Однако следует иметь в виду, что чрезмерное увеличение
энерговооруженности, использование воздушных винтов с большими кинетически-
ми моментами может привести к значительному возрастанию вредных гироско-
пических и реактивных моментов, действующих на самолет. Эти моменты услож-
няют пилотирование акробатического самолета и в условиях выполнения высше-
го пилотажа являются весьма нежелательными, так как требуют непрерывного
парирования их летчиком и придают самолету как объекту управления ярко вы-
раженную несимметричность. Выход из подобной ситуации может быть найден в
использовании соосных воздушных винтов, но необходимость применения слож-
ных редукторов и неизбежное увеличение массы, связанные с наличием BTOpoi'o
винта, препятствуют распространению таких винтов.
Энерговооруженность акробатических самолетов всегда тесно связана с об-
щей аэродинамической концепцией, закладываемой в проект самолета. Рассмот-
рим эту связь.
Путь, проходимый самолетом на горизонтальном разгоне, определяется уско-
рением, которое он способен развить. Это ускорение может быть выражено сле-
дующим образом:
jx = Pl'n - Х1т. (10.7)
Из этой формулы видно, что разгонные характеристики самолета зависят и
от его аэродинамического сопротивления. Это обстоятельство должно учитывать-
7*
179
ся при проектировании, например, при решении вопроса о целесообразности при-
менения убирающегося шасси, использовании подкосной схемы оперения и т. п.
Очевидно, что любое аэродинамическое улучшение самолета, которое вызывает
возрастание массы конструкции, ведет, с одной стороны, к снижению энергово-
оруженности и, следовательно, влечет за собой ухудшение разгонных характе-
ристик, а с другой стороны, уменьшаемое при этом аэродинамическое сопротив-
ление самолета способствует улучшению разгонных характеристик. Можно утвер-
ждать, что для акробатического самолета рациональны только те аэродинамиче-
ские улучшения, которые не приводят в конечном счете к ухудшению его раз-
гонных характеристик. В связи с этим для решения данного вопроса в каждом
конкретном случае необходимо делать соответствующие расчеты, принимая уско-
рение на разгоне за критерий, который желательно получить максимальным.
Рассмотренные параметры акробатического самолета определялись, в основ-
ном, пилотажными требованиями, вытекающими из движения самолета по криво-
линейным траекториям при выполнении комплекса фигур в пределах пилотажной
зоны. Следующая группа пилотажных требований связана с выполнением фигур
высшего пилотажа, у которых основную долю движения составляет вращение
самолета вокруг его центра масс. Эти требования объединяет то, что все они
определяют низкие значения моментов инерции акробатического самолета отно-
сительно соответствующих осей и вынуждают применять на акробатических само-
летах рули завышенной эффективности (см. рис. 10. 9).
Невыполнение этих пилотажных требований приводит к тому, что пилотаж
становится вялым, теряет зрелищную привлекательность. Значительно возраста-
ет и сложность пилотирования такого самолета, так как летчику необходимо учи-
тывать запаздывания самолета при даче рулей, делать много лишних манипу-
ляций рулями для упреждения нежелательных движений самолета, вызванных
излишней инерционностью и аэродинамическим демпфированием. Динамически
плотно скомпонованный самолет с рулями, эффективно работающими во всем
диапазоне рабочих скоростей, в том числе и на самых малых скоростях, лишен
этих недостатков, лучше «ходит за ручкой» и обладает значительно большими
пилотажными возможностями. Однако следует иметь в виду, что чрезмерное за-
нижение моментов инерции акробатического самолета может сделать его неспо-
собным выполнять плоский штопор — фигуру, являющуюся обязательной при
выполнении акробатического пилотажа. Из рассмотрения рнс. 10. 13 вытекает,
что чем меньше разнос масс по длине самолета, тем меньше будет значение цен-
тробежных сил, переводящих штопорящий самолет из крутого штопора в поло-
гий и затем плоский. Следовательно, можно представить себе такое равновесие
самолета на штопоре, когда он не сможет войтн в плоский штопор вообще. Это-
му способствует также то, что свойственные акробатическим самолетам крылья
умеренных удлинений (Л=6... 7) дают малый раскручивающий момент при авто-
ротации. Решение этого противоречия может быть найдено в применении на ак-
робатических самолетах более задних эксплуатационных центровок, что, как
известно, способствует плоскому штопорению самолета. Возникающее при зад-
них центровках запаздывание на выводе из штопора может быть устранено при-
менением рулей завышенной эффективности Применение эксплуатационных зад-
них центровок хорошо согласуется со свойственными акробатическим самолетам
малыми запасами продольной статической устойчивости. Следует при этом заме-
тить, что снижение запасов устойчивости является совершенно необходимым для
акробатических самолетов и логично вытекает из того, что излишняя устойчи-
вость исключает необходимую для акробатического пилотажа управляемость.
Именно в связи с этим часто можно встретить акробатические самолеты с ней-
тральной устойчивостью и даже неустойчивые пилотажные самолеты.
Как уже было отмечено, требования управляемости акробатического само-
лета на малых скоростях, обеспечение выхода из штопорных фигур без запаз-
дывания и требование энергичного выполнения вращательных фигур приводит к
использованию на акробатических самолетах рулей повышенной эффективности.
Это достигается увеличением относительной площади рулей н увеличением углов
их отклонения. Так, на акробатических самолетах часто 5Р. Н/Зв. о = 0,6 ... 0,7,
а Sp. в/Зг. о = 0,5 ... 0,6, при этом углы отклонения рулей доходят до 35°. Сохра-
нить эффективность руля на столь больших углах отклонения без использования
сложных устройств удается при помощи затупленных задних кромок рулей, все
180

Рис. 10. 14. Затупление кромки руля на-
правления
чаще применяемых на акробатических самолетах (рис. 10. 14). Такая профилиров-
ка руля, несмотря на некоторый прирост аэродинамического сопротивления, вы-
зываемый донным срывом, выгодна еще и потому, что позволяет создать очень
жесткую и, что особенно важно для противофлаттерной балансировки, легкую
конструкцию хвостовой части руля.
ПРИЛОЖЕНИЕ
В табл. 1 ... 7 приведены основные параметры и характеристики легких са-
молетов различного назначения. Все данные заимствованы из работ [36; 39].
Дальность полета в приведеных таблицах соответствует максимальной целе-
вой (коммерческой) нагрузке и резерву топлива на 45 мин. Посадочные харак-
теристики соответствуют взлетной массе.
Все указанные учебно-треннровочные, спортивные и туристские самолеты
(табл. 5) являются одномоторными (с ПД). Авиетки (табл. 6) взяты со взлетной
массой, не превышающей 500 кг, н являются одноместными. Из них наиболее
легкие—авиетка Коломбана с двумя ПД и закрытой кабиной и авиетка WD-II
без кабины с одним ПД. Эти авиетки представляют собою пилотируемые мини-
самолеты, построенные «на грани возможного».
На рис. I ... 26 даны типичные, а также и наиболее интересные по схеме
и параметрам отечественные и зарубежные легкие самолеты различного назна-
чения. Основные характеристики их представлены в табл. 1, 2, 4 . .. 6.
Рис. 1. Пассажирский и многоцелевой самолет Ан-2 (СССР)
182
1. Легкие пассажирские и административные самолеты с ПД
’прсб
АН-2 СССР 1947 1 10-12 18,176 71,51 7,7 12,4 5250 3450 1000 73 5 0,19 900 253 180-200 2,4 85 180 170
Р-300 «Экватор» ФРГ 1971 1 6 12,4 19,0 8,1 8,53 1800 900 310 94,7 0,172 1800 390 345 6 95 120 140
IAR-824 Рум ынмя 1972 1 5 12,4 23,6 6.5 9,2 1900 1240 290 80,5 0,153 700 205 180 3 75 190 110
Цессна С-206 США 1968 1 5 10.92 16,1 7,4 8,53 1635 8з2 300 102 0,184 1200 280 255 4,5 100 275 225
Цессна С-210 США 1970 1 6 11,2 16,25 7 ,7 8,61 1723 1007 300 106 0,174 1400 322 248 2,3 105 335 235
Чероки США 1972 1 4 10,67 15,8 7,2 7 25 1054 506 150 66.7 0,142 450 283 214 3 104 325 180
Робэн HR 100/285 Франция 1972 1 5 9,08 15,2 5,43 7,59 1400 840 2 85 92,0 0,204 950 325 295 2 ПО 325 350
JAR-823 Румыния 1970 1 3 10,0 15,0 6,67 8,24 1500 910 290 100 0,193 700 300 245 3,0 100 230 200
Трайлендер Англия 1970 3 18 16,15 31.3 8,3 13,3 4536 2605 780 145 0 172 1600 290 265 2,0 120 600* 440*
F-20 «Пегас» Италия 1971 2 5 9,52 14,4 6,3 8,3 2200 1200 600 154 0,273 1800 410 340 4,0 125 250 220
Суперстар-700 США 1'72 2 5 11,18 18,0 6.95 Ю,'8 2860 1800 600 159 0,21 1770 442 350 3.0 125 650 220
В-60 «Дюк» США 1965 2 6 11,96 19,8 7,2 10,3 3075 1935 760 155 0,248 1910 400 340 7.6 140 610 400
В-58 «Барон» США 1069 2 6 11,53 18,5 7,2 9,1 2450 1480 570 132,3 0,2.33 1950 390 335 3.65 140 430 320
Цессна С-421В США 1969 2 6 12.76 19,66 8-, 3 11,0 3380 2008 750 172 0,222 2200 454 352 7.6 137 565 220
Пьяджо Р-166 Италия 197.5 2 8 13,5 26,56 6,86 11,9 3950 2520 760 149 0,193 1200 400 4.5 106 400 280
* Длина взлетной (или посадочной) дистанции при //=15 м.
----------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------,--------------*
Рис. 2. Самолет Ан-2 в гидроварианте
Рис. 3. Легкий пассажирский самолет «Трайлендер» (Англия)
185
•—• 00 2. Легкие пассажирские и административные самолеты с двумя ГТД «
Название С1 рана О Тип СУ Wo» э.л.с.; Ро, ДаН и <я е t: Я S Со Длина, м £ е '"„уст’ кг o'* < и* ' mQfS, кг/м’ X ч S ° о Де , °"о S а э* ? Ей SS <У "крейс- км э* s' Ей Q О с ^разб’ м И ‘90du7
Ан-28 СССР 1975 ТВД 1880 15 22,06 39,8 12,23 12,98 5800 3500 60,04 145,7 0,33 1300 350 3 115 190 180
L-410 ЧССР 1970 ТВД 1430 17 17,1 32,5 9,0 13,6 5400 3100 57,4 166 0,264 1140 330 3 150 205 180
MU-2L Япония 1969 ТВД 1550 10 11,95 16,55 8,63 12,03 5250 2980 56,7 317 0,295 2200 480 6,1 145 460* 330*
GAF «Номад» Австра- лия 1971 ТВД 800 12 16,46 29,7 9,1 14,3 3855 2120 55,0 130 0,21 925 260 3 115 410* 395*
ДНС-6 Twin Otter 300 Канада 1969 ТВД 1300 20 19,8 39 10,0 15,8 5670 3080 54,3 145 0,229 950 340 3 120 260 290
Пайпер РА31Т «Гиена» США 1969 ТВД 1240 10 13,0 21,27 7,94 10,6 4082 2458 60,1 192 0,304 1600 395 7,6 142 605* 570*
Мерлин ША США 1970 ТВД 1680 10 14,1 25,78 7,7 12,85 5670 3355 59,2 220 0,296 2000 465 8,6 155 650* 475*
Цессна 441 США 1977 ТВД 1400 10 14,1 22,48 8,83 11,9 4309 2288 53,0 192 0,325 2400 515 8,6 145 750* 740*
Бич «Супер Кинг Эр 200» США 1972 ТВД 1700 10 16,6 28,1 9,8 13,3 5670 3470 62,2 202 0,300 2000 505 7,6 150 565 535
Лирджет 24Д США 1972 ТРД 2680 7 10,84 21,53 5,46 13,2 6124 3243 52,8 284 0,438 2970 775 13,7 160 795 575
Цессна Снтэйшп 500 США 1971 ТРД 1996 б 13,39 24,2 7,4 13,26 5380 2927 54,4 222 0,371 2110 645 7,6 160 875 575
Фолкон 10 Фрапцш 197( ТРД 2930 9 13,08 24,1 7,08 13,7 850С 4880 57,4 353 0,344 2500 90С 12 180 — —
SN 601 Корвет Фрапцш 197 ТР/ 2271 12 12,8 22,0 7,4.7 13,8 660С 385Г 59,4 300 0,344 1480 76С 7,? 150 1350*
Бе-32 СССР 1975 ТВД 188С 14— 20 17,0 32 9,0 15,0 650С 3978 61,2 203 0,289 1150— 1 520 45С 4 — 280 —
Длина взлетной (или посадочной) дистанции при //=15 м.
CD
о
3. Сельскохозяйственные самолеты
Название Ciрана О Л’о, л. с. S со Длина5 м е >> бГ S X х е V® в'- X 1 X mQ/S, кг/м2 g Граб’ кч'/ч h/ия ‘эопл S. \С> « о- 'я им ‘7
Ан-2М. СССР 1965 1000 18,176 71,51 13,1 5500 3600 1500 27,3 76,8 6,7 140 160 110 205 200 600
WSK-Mielcc М-15 ПНР 1973 1500 даН 21,96 67,2 12,72 5650 2900 2200 38,9 84,0 3,76 160 200 100 250 210 600
PZL-106 Kiuk ПНР 1976 600 15,0 33,4 8,9 3000 1600 1000 33,3 89,8 5,0 120 180 100 150 150 650
НА-31 Мк-П Индия 1972 400 12,0 23,3 8,7 1965 1170 675 34,4 84,3 4,9 140 160 100 235 195 250
UTVA-65-A 10iославия 1965 275 12,6 19,4 8,5 1800 1040 600 33,3 92,8 6,55 140 175 105 175 — —
1AR-822 Румыния 1970 290 12,8 26 9,4 1900 1060 600 31,6 73,0 6,55 150 170 90 ПО 130 500
Pilatus РС-6 Швейцария 1966 550 15,2 28,8 11,0 2200 1185 710 32,3 76,3 4,0 160 180 95 160 100 —
ЕМВ-201 Бразилия 1974 300 11,2 18,0 7,43 1550 830 500 32,2 86,0 5,17 140 180 100 200 185 600
PL. 12 All 1111': Новая Зеландия 1965 300 12,2 23,8 6,71 1855 855 800 43,2 78,0 6,20 160 180 100 240 180 530
Aero Commander S-2D США 1965 600 13,6 30,5 8,65 2720 1540 805 29,6 89,2 4,5 160 180 100 260 150 750
Agwagon «В» США 1971 300 12,4 18,8 8,0 1814 843 800 44,2 101 6,05 135 175 по 210 НО 625
Thrust Commander США 1968 600 13,4 30,5 9,1 2722 1540 1000 36,7 89,3 4,54 160 180 100 260 150 —
PA-25 Pawne®-D США 1973 235 11,0 17,0 7,53 1315 644 500 38,0 77,3 5,6 160 180 100 240 260 410
PA-36 Pawnee-Brave США 1972 285 11,9 21,0 8,34 1770 930 650 36,8 84,4 6,22 140 160 100 270 215 —
00
Рис. 4. Самолет Р-300 «Эква-
тор» (ФРГ)
Рис. 5. Самолет «общего назначения» «Су-
перстар-700» (США)
о
Рис. 6. Легкий пассажирский самолет
«Пегас» (Италия)
Рис. 7. Легкий турбовинтовой самолет «общего назначения» Панпео «Гие-
на» (США)
188
Рис. 8 Легкий турбовинтовой самолет «общего назначения» Цессна 441
(США)
Рис 9. Легкий реактивный пассажирский и деловой самолет Фол-
кон-10 (Франция)
189
Рис. 10 Легкий реактивный пассажирский и деловой самолет
«Корвет» (Франция)
190

Рис 12 Акробатический самолет Як 50 (СССР)
Рис 13 Акробатический самолет Z 50L (ЧССР)
191
5700
Рис. 14. Акробатический самолет <Квант» МАИ (СССР)
Рис 15. Акробатический самолет «Кранфилд» А 1 (США)
192
Рис 16 Учебно-тренировочный и связной самолет Як-18Т (СССР)
Рис. 17. Учебио-тренировочный, спортивный и туристский самолет Гоум-
ман АА-5А (США) г
t—"П
193
Рис. 18. Учебно-тренировочный, спортивный и туристский самолет
Злин Z-43 (ЧССР)
Рис. 19. Учебно-тренировочный, спортивный и туристский самолет ГА200-180АО
(Япония)
194
Рис. 20. Спортивный и туристский самолет СЕ-43 «Гепард» (Франция)
Рис. 21. Спортивный и туристский самолет Р. 70 «Альфа» (Италия)
195
0018
Рис. 22. Авиетка «Шмель» Куйбышевского авиационного института (СССР)
196
Рис. 23. Скоростная авиетка Бедэ ВД-5А
«Мнкро» (США)
Рнс. 24. Скоростная авиетка IP-20-90 «Импала»
(Франция)
Рис. 25. Авиетка с открытой кабиной
«Рэйл» (США)
1
Рис. 26. Наилегчайший в мире двухмоторный са-
молет-авиетка М. Коломбана (Франция)
Рис. 27. Легкий пассажирский самолет Бе-32 (СССР)

4. Акробатические самолеты
Название Cl рана *=с о «5 о < 2 2 Со /По, КГ ^ПуСТ| кг кг/м2 A^o/zno» л. с./кг Длина, м н/ия ‘1ЕШл иш1п, км/ч vy м/с лэкспл Профиль крыла
Як-18ПМ Як-50 СССР СССР 1966 1976 300 360 10,6 9,5 16,5 15 6,8 6,0 1100 900 780 66,5 60 0,273 0,40 8,35 7,67 320 350 90 10 +9 -6
«Квант» СССР 1977 360 7,5 8,55 6,58 920 676 107,8 0,392 5,7 390 16 +9 —7 NACA 23014
Z-526AFS ЧССР 1970 180 8,84 13,8 5,7 740 604 53,6 0,24 7,8 252 98 8 +7 -4,5 NACA 2418 NACA 4412
Z-50L ЧССР 1975 260 8,58 12,5 5,9 720 570 57,6 0,36 6,51 280 100 15 +9 -6 NACA 0018 NACA 0012
CAP 20L САР 20 Франция Франция 1975 1973 200 200 7,43 8,04 10,4 10,85 5,3 5,96 000 760 460 57,7 70,1 0,33 0,31 7,05 7,21 270 260 80 96 13 10 +8 -6 +8 NACA 23012
Acrostar Мк. III ФРГ 1970 220 8,22 10,4 6,5 640 500 61,5 0,34 6,04 295 97 12 +8 -6 Eppler 20% - 16% симметричный
Му 102 ФРГ 1973 200 8,1 9,8 6,7 650 530 66,5 0,31 6,4 322 97 12 +6 -4,5 NACA 64218 NACA 64212
Pitts-Special S-1S США 1970 180 5,28 9,15 5,8 521 390 56,9 0,35 4,72 285 103 13,5 + 12 -10 12% — симмет- ричный
Stephens Akro Cranfield A. 1 США США 1971 1968 200 190 7,47 10 9,26 15 6,0 6,67 544 920 385 58,6 61,4 0,37 0,206 5,82 8,05 274 245 89 84 15 7,3 +9 -9 +9 -6 NACA-0012 мод.
5. Учебно-тренировочные связные, спортивные и туристские самолеты
Название Страна о Экипаж е; е < 1, м 5, м» Е тпуст, кг S со о £ N0/m0 л. с/кг Длина, м У sT X rt Е У s’ >5 О ‘7 S X rt 5 ^взл. лист (/7=15 м), м £пос. лист (/7=51 м), м
Як-18Т СССР 1967 4 300 11,16 18,75 6,63 1650 1184 88,0 0,182 8,35 300 250 550 5500
Z-726K ЧССР 1975 2 210 9,88 14,89 6,57 940 63,2 0,224 7,89 272 500 5500
Z-42 ЧССР 1967 2 180 9,11 13,15 6,32 920 600 70,0 0,196 7,07 215 200 600 4100 550 400
Z-42M ЧССР 1973 2 180 9,19 13,75 6,15 970 70,6 0,186 7,07 225 600 4250
Z-43 ЧССР 1972 4 210 9,76 14,5 6,57 1250 65,5 0,168 7,75 230 200 1100 4500 470 470
RF. 8 Франция 1973 2 115 12,4 13,2 11,6 870 66,0 0,132 7,2 270 1000 7000
Socata 150 ST Франция 1975 4 150 9,74 12,28 7,72 870 71,0 0,172 7,24 215 600 4000
СТ4 «Airtrainer» Новая Зе- 1974 2 210 7,92 12,0 5,23 1090 675 91,0 0,193 7,06 288 262 1200 5450 380 335
ландия
FA-200-180AO Япония 1968 4 180 9,42 14,0 6,34 1150 650 82,2 0,157 8,17 237 200 1250 5790 305 325
СЕ-43 «Guepard» Франция 1971 4 250 10,0 16,0 6,25 1460 845 91,3 0,171 8,4 320 260 2800 5300
Р. 70 «Alpha» Италия 1972 2 100 8,5 11,6 6,24 720 470 62,0 0,139 7,06 216 200 880 5030 220* 130**
Grumman «Trainer» США 1970 2 180 7,47 9,38 5,96 707 75,5 0,255 5,86 232 815 3885
Cessna A150 «Aerobat» США 1970 2 100 9,97 14,6 6,8 726 488 49,8 0,138 7,29 200 194 1340 4270 420 330
* Длина разбега.
** Длина пробега.
о ю 6. Авиетки
Название Страна о М),Л. С. S S Со т0, кг
«Шмель» КуАИ СССР 1977 38 8,2 10,9 6,18 310
Rail США 1970 2x25=50 л. с 7,08 7,56 6,64 322
IP-20-90 «Impala» Франция 1971 90 6,0 6,2 5,8 410
ВД-5А «Micro» США 1971 40 4,36 2,84 6,70 272
Коломбан Франция 1974 2X10=20 л. с 4,9 3,0 8,0 170
RF-7 ФРГ 1970 68 9,4 10,0 8,84 445
Livesey D L 5 Англия 1974 40 7,62 9,29 6,25 295
MW 2 Англия 1975 60 7,32 8,83 6,06 363
Birdman TL-1 США 1975 15 10,36 13,42 8,0 159
Davis DA-5A США 1974 65 4,76 5,31 4,26 351
Hovey WD-II США 1975 14 7,18 9,1 5,66 140
OR-70 Fang США 1972 100 6,1 6,13 6,07 381
Robinson KR-2 США 1974 36 5,23 5,95 4,6 272
Van’s RV-3 США 1975 125 6,07 8,36 4,4 476
* Разбег.
** Пробег.
S' s s
5* S’ •
X ж 2 X X X s “3 о О x S 4 IO M
w X M cs Q о св S л o"il Ё
£ E x - X J 5
220 28,5 8,16 5,42 120 100 50 400 300
200 42,6 6,44 4,75 145 106 73 3600 375 240 4,5
250 66,2 4,56 5,0 330 290 85 6400 360 380 8
140 95,7 6,80 4,1 340 300 95 4260 137* 137** 4,6
70 56,6 8,5 3,9 200 175 70 400 2,5
300 44,5 6,54 6,05 220 7000 267
204 31,7 7,37 5,18 193 158 61,5 2,8
236 41,1 6,05 5,49 177 153 73 4265 152"= 254 2,5
45 11,8 10,6 5,94 97 87 31 3800 61 30 1,8
208 66,1 5,4 4,8 257 225 97 4420 259 335 4,0
183* 183**
55.5 15,4 10,0 4,27 80,5 64,5 42 1220 107 76
76* 46**
263 62,15 3,81 5,94 402 338 64 90* 15,2
154 45,7 7,55 3,81 241 185 73 3650 244 305 3,0
122* 152*
315 56,9 3,81 5,79 314 298 78 6400 76* 92*
7. Мотопланеры
Название Страна О I Экипаж А’(,, л. с S S Со т0, кг ЛЯ m0/S, кг/м2 m0,iN0l кг/л. с.
ЛАК-6 СССР 1976 1 68 16,2 19,5 13,7 500 396 26,1 7,35
Истра СССР 1974 1 15 420
SSV-17 lOiославия 1972 2 60 17 18,5 15,6 668 428 36,2 ИД
NP-100A Япония 1976 2 60 18 18 18 600 420 33,3 10,0
SF27M ФРГ 1966 1 26 15 12 18,7 380 250 31,7 14,6
SF25C ФРГ 1972 2 60 15,3 18,2 12,8 580 375 31,9 9,67
K12-ASK 14 ФРГ 1967 1 26 14,3 12,6 16,2 360 230 28,6 13,9
RF-5B ФРГ 1971 2 68 17 19 15,2 680 460 35,8 10,0
SF 28А ФРГ 1971 2 60 16,3 18,5 14,4 590 390 31,9 9,8
AS-K16 4 РГ 1971 2 68 16 19 13,5 700 460 36,8 10,3
Sirius ФРГ 1971 1 2Х 20,4 16,1 25,8 690 510 43,0 11,5
30
Nimbus 2М ФРГ 1974 1 56 20,3 14,4 28,6 600 455 41,6 10,7
SZD-45 Ogai ФРГ 1974 2 68 17,5 19,1 16 680 455 35,6 10,0
НВ-21 L Австрия 1973 2 60 16,2 19 13,8 640 455 33,7 10,7
Projekt 8 Dolphin ГДР 1975 2 54 18,7 20,8 16,8 750 480 36 13,9
Rauh Kora 1 ФРГ 1975 2 65 18 19,4 16,7 700 470 36,1 10,8

Длина, м И ‘9^7 'max, км/ч 1 ь/ия ь/ия ‘э0"д vy, м/с X л £ Примечания
8,7 180 60 25
130 2 30
7,3 250 250 160 68 3,2 29
8,0 1£0 120 65 2,0 30
7,6 180 180 160 65 2,3 23 Дальность 600 км
7,7 200 225 180 68 2,8 26 Дальность
8,15 180 180 160 62 2,1 400 км
7,32 230 180 160 69 2,5 25 Дальность 500 км
7,95 200 180 150 2,4 27,5 Дальность
7,9 180 260 160 66 550 км
8,5 160 263 125 70 Выдвижной мотор
7,0 180 205 175 65 Двухбалочный
J
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1. Анцелиович Л. Л. Спортивно-пилотажный самолет московских студентов
«Квант.» — Крылья Родины, № 8, 1974, с. 35—37.
2. Бадягин А. А. К вопросу о целесообразности применения неубирающегося
шасси на легких самолетах. — Науч. тр./МАИ, 1977, вып. 394, с. 66—70.
3. Бадягин А. А. Оптимизация основных параметров и характеристик лег-
кого самолета для народного хозяйства. — Науч. тр./МАИ, 1976, вып 356,
с. 4—12.
4. Бадягин А. А. Расчет веса легких гражданских самолетов. — Науч
тр./МАИ, 1974, вып. 277, с. 69—83.
5. Бадягин А. А., Егер С. М. и др. Проектирование самолетов. — М.: Маши-
ностроение, 1972. — 516 с.
6. Бадягин А. А., Овруцкин Е. А. Проектирование пассажирских самолетов
с учетом экономики эксплуатации.—М.: Машиностроение, 1964. — 295 с.
7. Башкирова А, В, Геометрические характеристики пассажирских и быто-
вых помещений отечественных и зарубежных самолетов. — М.: ОНТЭИ ГосНИИ
ГА, 1970. — 68 с.
8. Вуд К. Проектирование самолетов. — М.: Оборонгиз, 1940.—-469 с.
9. Выбор параметров сельскохозяйственных самолетов. Сборник статей. /Под
ред. В. Е. Касторского. — Рига, 1971. — 58 с.
10. Горощенко Б. Т. Аэродинамика скоростного самолета. — М.: Оборонгиз,
1948, —515 с.
11. Горощенко Б. Т. Динамика полета самолета. — М.: Оборонгиз, 1954. —
331 с.
12. ГОСТ 17228—71. Самолеты пассажирские. Допустимые уровни шума.—
М.: Госстандарт, 1972.
13. Деревянко В. С. Влияние аэродинамических возмущений на процессы
авиационного опыливания и опрыскивания.—М.: Транспорт, 1974. — 69 с.
14. Егер С. М. Проектирование пассажирских реактивных самолетов.—М.:
Машиностроение, 1964. — 452 с.
15. Комаров А. А. Основы проектирования силовых конструкций. — Куйбы-
шевское книжное издательство, 1965.— 127 с.
16. Комаров В. А., Соловов А. В. Конечный элемент для проектирования ра-
циональных силовых схем конструкций типа крыла.—М.: ВИНИТИ, № 768—
75 деп, 1975. — 29 с.
17. Композиционные материалы в конструкции летательных аппаратов.—М.:
Машиностроение, 1975. — 272 с.
18. Лебедев А. А., Чернобровкин Л. С. Динамика полета. — М.: Оборонгиз,
1962.— 548 с.
19. Методы проектирования конструкций самолетов.—М..- Машиностроение,
1977. — 232 с.
20. Остославский И. В. Аэродинамика самолета. — М.: Оборонгиз, 1957.—
560 с.
21. Остославский И. В., Титов В. М. Аэродинамический расчет самолета.—
М.: Оборонгиз, 1947.— 355 с.
22. Попов Ю. И. Влияние характера закрепления на напряженное состояние
и вес крыла. — Изв. ВУЗов. Сер. Авиац. техника, 1975, № 4, с. 134—137.
204
23. Применение авиации в сельском хозяйстве./Под ред. В. А. Назарова. —
М.: Транспорт, 1975. — 311 с.
24. Самсонов П. Д. Проектирование и конструкции гидросамолетов. — М.:
ОНТИ НКТП СССР, 1936. — 554 с.
25. Сарымсаков X. Г. Анализ времени производственного полета сельскохо-
зяйственного самолета. — Науч. тр./Ташкент. политехи, ин-т, 1971, вып. 82, ч. II,
с. 3—16.
26. Славков М. И., Тютюнник М. Е. Экономика авиационно-химических ра-
бот. — М.: Транспорт, 1968. — 118 с.
27. Техника авиации специального применения. — Науч. тр./Моск. ГосНИИГА,
197^>, вып. 127.
28. Чернобровкин Л. С. Выбор основных параметров рекордных планеров. —
Науч. тр./МАИ, 1954, вып. 32, с. 55.
29. Шавров В. Б. История конструкций самолетов в СССР. — М.: Машино-
строение, 1969. — 606 с.
30. Шейнин В. М. Весовая и транспортная эффективность пассажирских са-
молетов. — М.: Оборонгиз, 1962. — 363 с.
31. Шейнин В. М., Козловский В. И. Весовое проектирование и эффектив-
ность пассажирских самолетов.: Справочное пособие для инженеров. Т. 1.—М.:
Машиностроение, 1977, 343 с.
32. Шейнин В. М., Козловский В. И. Проблемы проектирования пассажир-
ских самолетов. — М.: Машиностроение, 1972. — 308 с.
33. Шлнхтинг Г. Теория пограничного слоя. — М.: Наука, 1974. — 711 с.
34. Экономика гражданской авиации. — М.: Транспорт, 1975. — 304 с.
35. Roskam J., Kohlman D. L., Wentx W. H. Spoilers for Control of Light Air-
planes. AIAA Paper, N 74—861, 1974.
36. Heinx A. F. Schmidt. Flugzeuge aus aller Welt, IV, 1973, 1965 s.
37. Sanders K. L. High—Lift Devices, a Weight and Performance Trade—off
Methodology. — The Society of Aeron. Weight Engineers, Techn. Paper, N 761,
May, 1969.
38. Society of automotive Enigneers, Wichita, April 2—5, 1974.
39. Jane's all the World's Aircraft, London, 1977.
40. Journal of the Japan Society for Aeronautical and Space Sciences, v. 20,
№ 217, p. 1—6, 1967.
ОГЛАВЛЕНИЕ
Стр.
Предисловие ,.......................................................... 3
Основные обозначения и сокращения...................................... 5
Глава 1. Классификация легких самолетов................................ 8
Глава 2. Основные вопросы проектирования легких самолетов .... 13
2. 1. Процесс проектирования самолетов.............................13
2. 2. Концепции легких самолетов...................................14
2. 3. О выборе схемы и основных параметров легких самолетов . . 27
Глава 3. Расчет массы легких самолетов............................ . 31
3. 1. Расчет взлетной массы самолетов в первом приближении ... 31
3. 2. Расчет взлетной массы легких самолетов во втором приближении 32
Глава 4. Компоновка и центровка.................................47
4. 1. Основные правила компоновки . 48
4.2. Аэродинамическая компоновка............................49
4. 3. Объемная компоновка...................................52
4. 4. Силовая компоновка....................................58
4. 5. Весовая компоновка и центровка самолета...............61
Глава 5. Расчет поляр легких самолетов..........................65
5. 1. Лобовое сопротивление самолета...............................65
5. 2. Коэффициент сопротивления крыла..............................66
5. 3. Коэффициент сопротивления оперения...........................70
5.4. Коэффициент сопротивления фюзеляжа............................71
5. 5. Коэффициент сопротивления гондол двигателей..................74
5. 6. Сводка коэффициентов сопротивлений при нулевой подъемной силе 74
5.7. Коэффициент индуктивного сопротивления................... . 77
5.8. Коэффициент аэродинамической подъемной силы самолета . . 79
5. 9. Построение поляры самолета...................................80
Глава 6 Летные характеристики..........................................86
6. 1 Характеристики авиационных двигателей.........................86
6.2. Обобщенные характеристики ПД, ТВД, ДТРД.......................87
6. 3. Расчет и построение диаграмм потребных мощностей или тяг . 92
6. 4. Подбор воздушного винта к самолету...........................94
6.5. Расчет и построение кривых располагаемых мощностей . 97
6.6. Определение летных характеристик , . . . 1 . . . . 99
Глава 7. Особенности проектирования легких многоцелевых самолетов для
народного хозяйства........................................ , , , 114
7. 1. Облик легких самолетов для народного хозяйства . . . . 114
7. 2. О схеме легкого многоцелевого самолета......................116
7. 3. Частная оптимизация основных параметров легкого многоцелево-
го самолета для народного хозяйства [3] . .... 120
7. 4. Параметры пассажирских кабин и форма сечения фюзеляжа лег-
ких самолетов для народного хозяйства 128
206
Стр.
Глава 8. Особенности проектирования самолетов для сельского хозяйства 131
8. 1. Основные направления развития сельскохозяйственных самолетов 133
8.2. Основные требования к сельскохозяйственным самолетам . . . 136
8.3. О схеме сельскохозяйственных самолетов........................139
8.4. Пример выбора основных параметров и характеристик сельско-
хозяйственного самолета . . . .....................142
Глава 9. Особенности проектирования легких гидросамолетов . , , 150
9. 1. Технические требования . . . , 150
9.2. Компоновочные схемы легких гидросамолетов.................154
9.3. Выбор основных параметров гидросамолетов..................158
9.4. Расчет взлетной массы.....................................161
9.5. Размеры и форма основных агрегатов гидросамолета . . . . 163
9.6. Компоновка гидросамолета..................................167
Глава 10. Особенности проектирования легких спортивных самолетов . . 169
10.1 . Требования к спортивно-пилотажным самолетам , . 169
10.2 . Оценка н выбор схемы спортивно-пилотажных самолетов . . . 170
10. 3. Выбор основных параметров спортивно-пилотажных самолетов . 175
Приложение , , ..................................................182
Список литературы......................................................204
И Б № 1302
Александр Алексеевич Бадягин, Фатидин Абдурахманович Мухамедов
ПРОЕКТИРОВАНИЕ ЛЕГКИХ САМОЛЕТОВ
Редактор Д. Я. Чернис Переплет художника В. В. Воронина
Технической редактор Я. Н. Скотникова Корректор Е. П. Кар на ух
Сдано в набор 14.07.78 Подписано в печать 19.10.78 Т-18041
Формат 60Х90!Лб Бумага типографская № 2 Гарнитура литературная
Печать высокая Усл. печ. л. 13,0 Уч.-изд. л. 13,05
Тираж 5500 экз. Заказ 879 Цена 80 к.
Издательство «Машиностроение», 107885, Москва, Б-78, 1-й Басманный пер., 3.
Московская типография № 8 Союзполиграфпрома
при Государственном комитете СССР
по делам издательств, полиграфии и книжной торговли.
Хохловский пер., 7.