/
Текст
Synthesis of subsonic
airplane design
An introduction to the preliminary design of subsonic
general aviation and transport aircraft, with emphasis on
layout, aerodynamic design, propulsion and performance
Egbert Torenbeek
with a foreword by
H. Wittenberg
1976
Delft University Press
www vokb-la.spb.ru
Э.Торенбик
Проектирование
дозвуковых
самолетов
Введение к предварительному проектированию
дозвуковых транспорных самолетов
и самолетов общего пользования;
выбор схемы, аэродинамический расчет,
выбор силовой установки и оценка
летных характеристик
Перевод с английского
канд. техн, наук Е. П. ГОЛУБКОВА
МОСКВА
« МАШИНОСТРОЕНИЕ »
1983
Проектирование
дозвуковых самолетов
В книге дан систематизированный анализ
процесса выбора конфигурации дозвукового
самолета и оптимизации его схемы на этапе
предварительного проектирования.
Представлены методы и расчетные данные
по оценке размеров и взаимной увязке
основных частей самолета и выбору
силовой установки. Вместе с материалами
справочного характера большое внимание
в книге уделено качественному описанию
и оценке основных принципов, применяемых
на этапе предварительного проектирования.
Библиографический материал книги
базируется на официальных изданиях
и может быть полезен как студентам, так
и сотрудникам конструкторских бюро.
Книга снабжена систематизированным
по главам обширным списком литературы.
Э. Торенбик окончил в 1961 г. Дельфтскую
высшую техническую школу, кафедра
«Авиакосмическая техника», специальность
самолетостроение, работал на кафедре
в отделе «Проектирование самолетов»
в качестве научного сотрудника,
специализируясь по вопросам
предварительного проектирования самолета
и выбора силовой установки.
www.vokb-la.spb.ru
ББК 39.52
Т59
УДК 629.7.01
Торенбик Э.
Т59 Проектирование дозвуковых самолетов: Пер. с англ./Пер.
Е. П. Голубков. — М : Машиностроение, 1983.— 648 с., ил.
В пер.: 4 р.
Изложены вопросы проектирования пассажирских, специальных транспортных
и .легких самолетов, тенденции их развития. Приведены новые методики оптими-
зации отдельных агрегатов самолета.
Большое внимание уделено вопросам учета требований нормативно технической
докум птацин на всех этапах проектирования и норм лстной годности
Для инженеров авиационной промышленности; может быть полезна также пре-
подавателям и студентам авиационных вузов
3606030000-432
038(01)-83
КБ-15-47-83
ББК 39.52
6Т5.1
©Nijgh-Wolters-Noordhoff Universitaire Uitgevers В V Rotterdam, 1976
©Перевод на русский язык, примечания, «Машиностроение», 1983 г.
www. vokb-la. spb ,ni
Предисловие
С момента организации преподавания аэродинамики в Дельфтской высшей тех-
нической школе в 1940 г. под руководством проф. X. Д Ван-дер-Мааса курс про-
ектирования самолетов стал составной частью программы обучения. Кроме про-
слушивания лекций каждый студент должен был выполнить курсовую работу по
предварительному проектированию самолета. Цель курсовой работы — научить
студента практически использовать знания, полученные по отдельным дисципли-
нам: аэродинамике, устойчивости, управляемости, конструкции самолетов, дина-
мике и т. п.
Руководство курсовыми проектами выполнялось сотрудниками кафедры авиа-
космической техники. Автор настоящей книги Э. Торенбик сделал большой вклад
в эту часть программы. Он не только накопил огромный опыт в обучении проек-
тированию самолетов на университетском уровне, но и принимал участие в ис-
следованиях практических проблем проектирования, разработке методов расчета
и систематизации информации. Результаты этой деятельности нашли отражение
в данной книге.
В минувшие двадцать лет в университетском курсе подготовки инженеров
много внимания уделялось фундаментальным дисциплинам, таким как матема-
тика и физика. В последнее время вновь возрос интерес к конструированию, в
связи с чем появился ряд книг на эту тему. Однако очень немногие из них посвя-
щены теории и практике проектирования самолетов. Книга Торенбика, несомнен-
но, является своевременной и вызывает интерес специалистов по проектированию
самолетов.
Создание современной книги по проектированию самолетов — сложная зада-
ча, требующая от автора большой смелости, так как со времен второй мировой
войны накоплен огромный объем информации и знаний в области авиационных
наук. В связи с этим трудно ожидать равной глубины проработки всех проблем
проектирования самолетов в одной книге, и ее качество в большой степени будет
зависеть от умения автора выбрать необходимый материал. С моей точки зрения,
Торенбик великолепно подобрал материал, придав книге качества руководства и
справочника по проектированию самолетов. Книга представзяет интерес для всех,
кто связан с практическим проектированием самолетов или готовится к этой ин-
тересной и перспективной деятельности.
Дельфтская высшая х
техническая школа
X. ВИТТЕНБЕРГ
проф. кафедры
«Авиакосмическая
техника»
www. vokb-la. spb ,ni
Предисловие автора
В книге рассмотрены в обобщенном виде современные методы проектирования,
дополненные большим Количеством данных, которые будут полезны нри
выполнен !и начальных расчетов, связанных с определением размеров всех
основных частей самолета С одной стороны, кнша является справочником, с
другой,— в ней представлены качественное описание явлении и теоретические
выкладки
Некоторые приведенные методы и принципы уже освещались в литерату-
ре, другие недавно разработаны автором Их выбор производился на основании
двух критериев, получаемые результаты не должны быть завышены с точки зре-
ния современного уровня техники и должны быть достаточно надежными нри на-
личии минимума информации Большая часть методик оценивалась и совершен-
ствовалась в течение десятилетнего периода работы автора со студентами на ка-
федре «Авиакосмическая техника» Дельфтской высшей технической школы. Основ-
ное внимание уделялось проектированию обычных дозвуковых гражданских са-
молетов, к которым могут быть предъявлены требования американских Норм лет-
ной годности FAR 23 и 25 или эквивалентные английские требования BCAR
(к легким и транспортным самолетам) Хотя многие аспект ы, рассмотренные в кни-
ге, применимы к самолетам вертикального или укороченного взлета и посадки и
военным самолетам, ряд факторов и особенностей, связанных со спецификой та-
ких летательных аппаратов, приводит к радикально отличному подходу при их
проектировании Многообразие технических требований к самолетам таких типов
и их схем не позволяет выработать общий подход к процессу проектирования
Автор не скрывает того факта, что изложенные методы проектирования про-
ходили проверку в университетской обстановке, которая не является идеальной
для этой цели. Процесс обучения проектированию самолетов в университетах и
институтах, к сожалению, отстает от практики промышленного проектирования.
Проектирование н разработка даже небольшого самолета требуют больших каин
таловложений Трудоемкость этих процессов значительно возросла за последние
годы, а время, когда конструктор мог считать себя создателем самолета нового
типа, почти миновало.
Несмотря на усовершенствование и усложнение процесса проектирования са-
молетов в промышленности, программы университетов и институтов по курсу
проектирования обновляются и пересматриваются крайне редко.
Написать авторитетную книгу по проектированию самолетов, очевидно, луч-
ше всего могли бы опытные конструкторы, работающие в промышленности, но они,
как правило, не имеют на это времени и разрешения руководства. Поэтому чита-
телю может показаться, что данная книга полезна прежде всего мотодым специа-
листам, вступающим в обширную область предварительного проектирования и
разработки самолетов Тем не менее некоторые из приведенных в книге методов
и данных представляют несомненный интерес и для работников конструктор-
ских бюро
Наибольшую пользу от этой книги получат те, кто знаком с принципами при-
кладной аэродинамики, констру'кцией самолета, характеристиками устойчивости,
управляемостью и ситовой установкой самолета Поэтому она необходима для
студентов старших курсов.
При изложении отдельных курсов стремятся научить студентов находить ра-
циональные и обоснованные схемные решения Это тема второй главы, где об-
суждаются вопросы выбора общей схемы самолета на основе соображений само-
го различного характера. Основная часть книги посвящена существу процесса
разработки общей схемы самолета, а методы расчета подъемной силы, сопротив-
6
www.vokb-la.spb.ru
.’’опия, геометрии самолета и т п. (немаловажные составляющие процесса про-
ектирования) сведены в отдельные приложения с небольшими пояснениями Зна-
чительное внимание уделено в книге Нормам летной годности и их в шянию на
процесс проектирования, что практически пр рассматривалось другими автора-
ми. компоновка фюзеляжа и пассажирского салона рассмотрена в гл. 3, воз-
можности современных и перспективных двигателей — в гл. 4 расчет летных ха-
рактеристик— в гл. 5, методы оценки массы самолета и его частей — в гл 8
Проблемы взаимного влияния положения крыла, ЦМ и горизо стального оперения
самолета обсуждены в гл. 8 и 9. Обобщенные методы расчета подъемной силы,
сопротивления и поперечного момента могут оказаться полезными конструкторам
при проектировании крыла (гл. 7) и расчете характеристик самолета (гл. 11).
Большой объем статистических данных, иллюстрации и таблиц пртаст книге ка-
чество справочника, полезного конструкторам и студентам. Некоторые методы,
изложенные в книге, пригодны для применения в конструкторских бюро после не-
которого уточнения или расширения
К кн ire приложен обширный систематизированный список литературы по
проектированию самолетов и другим связанным с ним вопросам. Внимание чи-
тателя могут привлечь специфические вопросы проектирования, которые также
отражены в литературе
Автор обязан многим лицам за помощь при составлении книги Прежде все-
го он выражает признательность проф. X Виттенбергу за общую поддержку, про-
смотр текста и написание предисловия Проф. Виттенберг в течение многих лет
возглавлял курс предварительного проектирования самолетов, и идея написания
подобной книги принадлежит ему.
Большую помощь по сбору информации, подготовке графиков и таблиц, со-
ставлению указателя и проверке текста оказал Г. X Береншот Его дружеская
поддержка в течение многих лет была особенно ценной.
Автор выражает благодарность проф Д X Блому, главному аэродинамику,
и П. Ф. Клигнетту, инженеру бригады предварительного проектирования фирмы
Фоккер — VFW. а также И К Риду, руководителю научно-исследовательского
отдела фирмы KI М и своим коллегам Ф. В. Девентеру и доктору Т. Ван Холгену
за ценные предложения и чтение рукописи Первыми читателями книги были сту-
денты, которые также сделали полезные замечания
Автор благодарит кафедру «Авиакосмическая техника» Детьфтской высшей
технической школы за разрешение па издание этой книги, печать и размножение
текста М огне сотрудники кафедры и фотолаборатории оказали помощь в оформ
левин иллюстрации Автор признателен издательству Дельф гскон высшей школы
и особенно И Р Маасу и А М Хорстен Вольде за поддержку, одобрение н по-
мощь в издании книги
Автор выражает признательность Д. Ван-Хаттум Д. В Ватсон и Д. Р. Белш,
которые перевели книгу на датский язык и выполнили ее литературное редакти
рование
Автор очень обязан К Г. Ван Ниль-Внлдеринку за перепечатывание текста и
оригинала для размножения, своему дяде преподобному Э. Торенбику за правку
верстки и П К. Де-Сверту за подготовку окончательной схемы книги и методиче-
скую корректировку
Кроме того, при составлении книги следующие лица, фирмы и учреждения
оказали помощь по предоставлению данных и чертежей-
Консультативная rpvnna по авиакосмическим исследованиям — рис 5 24, 10,1.
10 2, 10.3, F 17 и F 22;
Институт астронавтики США — рис. 2 1, 4 39, 7 20 8.1, 9 11, 10 5, F 12 и G 25;
Совет по исследованиям в области аэронавтики — рис. 2 24, G 16, G 17 и Кб;
Аэроспасьяль — рис. 2 3, 2 10 и 7 25;
Эирбас Индастрис — рис. 11 5 и 119;
Эркрафт Инжиниринг—рис. 3 1, 3.11, 3 21, 3.26, 6 16, 7 25, 1017, 10 18,
12 3, 12 5;
Элата Интернасиопаль — рис 2 3;
Акитекчурал Пресс — рис. 3 6,
Авко Лайкоминг— рис. 4 14;
Авнасьон магазин — рис. 2 8,
Марсель Дассо-Бреге — рис. 33, 3 И и 10 20;
7
www. vokb-la. spb ,ni
Боинг —рис 2 11, 2 15, 3 11, 5 18 7 25 и 10 6;
С Ф Батчер — рис F22,
Канадер Лимитед—рис 321,
Институт авиации и космонавтики Канады — рис 3 27,
Центр по документации ВВС Франции — рис 25 и 10 21,
Де Хэвилленд Эйркрафт оф Канада лимитед —рис 3 11,
Отделение Эллисон Детройд Дженерат Моторе Корпорейшн — рис 446;
Доути — рис 6 27
Инжиниринг Саиенс Дейт Юнит лимитед — рис F 23, G 26 и 9,
Лаборатория динамики попета ВВС США рис А2, АЗ, Е 3, Е9,
Фоккер — VFW Интернэшнл — рис 1114,
Ф лапт Интернэшн i — рис 2 2 210, 211, 38 7 30,
Гамильтон Стандард — рис 65,
Хартзелл Пропеллер — рис 6 7,
Хокер Сиддли - рис 2 20, 3 21, 12 2 и 12 4,
IC4O —рис 10 4, 10 5,
Де ннжинер — рис 5 22,
Институт космонавтики — рис 6 24,
Локхид—рис 3 17,
Макдоннел Дуглас — рис 3 14, 6 2 и 7 25,
МакгрТ?Хилл Бук —рис 6 19,
Мессершмитт Бе шков Блом — рис 2 7
Министерство авиации Англии — рис 10 6,
N АСА — рис 2 25 6 5 7 56, 7 22, 9 8 Е 2, Е 5, Е 6, G 11, G 12, G 19, G 22,
Пергамон пресс — рис 5 11,
Д. X Перри — рис К 6,
Пайпер Эйркрафт Корпорейшн — рис 4 10
Полите хниш Тиджшрифт — рис 2 10, 7 25е,
Пратт энд Уитни — рис 4 46,
королевское авиационное общество — рис 1 1, 2 14, F 6, F22, К 8,
Ролле Ройс — рис 4 15, 4 19, 4 20, 4 37, 4 46 и 6 25,
Докт В Шнейдер — рис С 2 и С 3
Г Д Шотт — рис 5 22
Общество инженеров весовиков (SAWE) — рис 117 D 1
Общество инженеров-двигателистов (SAE) — рис 4 7 4 8 4 9, 6 2, 6 7, 6 23,
6 27, 75 и 113,
В К Сван — рис F 17,
Тхрбомека — рис 4 46,
Верке Фоккер — рис 3 11,
Р Е Волас — рис 5 24,
Джон Бичей и сыновья — pt с F8
Наконец я котел бы поблагодарить свою жену Нэл за ее понимание и посто-
янную помощь, без которой эта книга не была бы написана
Э Торенбик
СИСТЕМА ЕДИНИЦ
В соответствии е традицией принятой в таких изданиях как Джейн <Самочеты
мира» и журнал «Флайт Интернэшнл», все данные и большая часть рисунков да
ны в технической системе как английских *, так и метрических единиц Спедова
течьно, фунты и кге относятся к фунтам и килограммам силы соответственно Нс
кчючение составляет при южение J, где представлены данные по Международной
стандартной атмосфере на уровне моря как в технических единицах так и в СИ **
* Английские единицы исключены из книги (Примеч переводчика)
** В связи С принятием в СССР стандартов по массово инерционным характеристи
кам самолетов термины книги связанные с весом заменены массой которая обозначена G
Для сохранения единства формул и графиков вес в кге обозначен G Так например, взлет
ной массе самолета GB31=5000 кг соответствует все GB3JI = 5000 кге (Примеч перевод
чика)
ww. vokb-la. spb .ru
ГЛАВА 1
Разработка схемы самолета
В настоящей главе показано, что между процессом проектирования самолета и
раз шчными факторами, определяющими необходимость его разработки сущест-
вует тесная взаимосвязь Предварительное проектирование яв 1яется существен
ной частью процесса разработки самолета, цель предварительного проекта состо
ит в получении информации необходимой для решения вопроса о технической и
экономической це ^сообразности разработки самолета
Подчеркнуто значение первонача щных технических требований к проекту и
влияние требовании Норм четной годности В общем виде рассмотрен вопрос оп-
тимизации параметров при проектировании самолета
1 1. ВВЕДЕНИЕ
На заре развития гражданской авиации конструктор само ила имел очень ограни-
ченный выбор В ею распоряжении сущестовата практически одна разновнд
ность силовой установки а именно поршневой двигатель, почти всегда с воздуш
ным охлаждением и ограниченной мощностью Так как аэродинамические
средства увешчения подъемной си гы в виде механизации крыта для малых скоро
стой полета или не существовали или не применялись по разным причинам, удель-
ные нагрузки на крыло были невелики, что не позволяло по гучать на самолетах
высокие скорости Низкая нагрузка на крыло способствовала распространению
схемы биплана с большим паразитным сопротивлением что также прспятствовй ю
росту скорости Из за отсутствия герметичных кабин полеты редко выпотнялись
на высоте более 3000 м В этот период проект самолета был результатом работы
одного или нескольких человек и объем предварительной разработки дтя каждо-
го нового типа самолета был ограниченным В двадцатые годы можно было спро-
ектировать и изготовить новые самолеты для заказчика в лечение полхгода так
как серийное производство было невелико Это обстоятельство позволило Энтони
Фоккеру и его группе построить четырнадцать разнотипных монстру кдни граж-
данских самолетов за 18 лет (1918—1936 гг)
Характер проектирования самолетов радикально изменился со второй мировой
воины Создание реактивных двигателей и затем турбовентиляторных, тяга кото-
рых к настоящему времени возросла до 22 500 кге значительно расширило во г
можность выбора силовой установки Транспортные самолеты летают в настоя-
щее время на высотах 9—12 км на скоростях, близких к скорости звука Взлетно-
посадочные скорости и дистанции также постепенно возросли, но уже появились
технические средства борьбы с этой тенденцией Воздушный транспорт в отдель-
ные периоды развивался невиданными темпами Так, с 1950 по 1970 гг средний го
довон прирост объема пассажирских перевозок в пассажирскилометрах до
стига л 14%
Рост производительности (полезная нагрузка на скорость) больших транс-
портных самолетов также значите ген Совре\ енные самолеты должны удовлет
ворять постоянно растущим требованиям безопасности полетов В результате кон
куренции более важными стали требования к экономическим показателям и, ко
нечно возросли затраты в связи с чем разработка новою типа самолета даже
небольшого требует больших калита ювложений и связана со значительным ф1
нансовым риском Современная авиационная фирма не способна как правило
создавать новый тип самолета бышрее чем через 12 месяцев, безо i носите тыю к
вопросу о целесообразности замены с такой периодичностью находящихся в экс-
9
www. vokb-la. spb ,ni
птуатации самолетов Исключением из этого правила являются такие гиганты
авиационной индустрии как фирмы Ьоиш и Макдоннел Дуглас, которые способ
ны за этот же период создать дополнительно один или два новых типа самолета
Уже сами размеры современных самолетов и огромный объем работ по их про
цитированию заставляют раз шчные фирмы вступать в сотрудничество, разделяя
риск, а в Европе это привело к созданию международных объединении
Хотя новые концепции летате 1ьных аппаратов появлялись р будут появляться
благодаря таланту отдельных конструкторов, время, когда главный конструктор
мог считаться создателем новою самотета, прошло Исключением могут быть
лишь небольшие самолеты частного пользования Отделы предварите тьного про
оптирования в наши дни насчитывают от нескольких десятков до нескольких со-
тен высококва шфпцированных специалистов, имеют вычислительные машины, а в
некоторых случаях и свои аэродинамические трубы Трудозатраты на составление
только предварите шного проекта современного самолета бо шше, чем па деталь-
ную разработку самолета в прошлом
Работа в конструкторском бюро стала узкоспециализированной по бригадам
и требует обязательных консультации между спецнатпстами в различных об-
ластях
Это не означает, что руководитель предварите тьного проекта должен быть
узк^м специали том Как будет показано дальше, он должен иметь широкий кру-
гозор и обладать знаниями во многих областях, связанных с самолетостроением
1.2 ПРОЕКТИРОВАНИЕ И РАЗРАБОТКА САМОЛЕТА
Проектирование современного самотета не стедует рассматривать в виде труда
избранных творцов, как это часто представляют Существует тесная взаимосвязь
между процессом разработки самотета нового типа и уровнем и темпами разви-
тия авиационной науки и промышленности Так как эта взаимосвязь имеет свою
специфику для различных типов самолетов (пассажирские и грузовые админи
стративные, туристские, тренировочные и т и ), в дальнейшем будет использо-
ваться в качестве примера один тип самолета
Разработка новых воздушных лайнеров всегда стимулировалась ростом объ-
ема перевозок и повышением технических и эксплуатационных требовании Fla
рис 1 1 изображена схема взаимосвязи различных факторов, влияющих на про-
гресс воздушного транспорта Рост объема воздушного движения происходит в
результате снижения тарифа на билеты, улучшения качества самолета (скорость,
комфорт), повышения уровня жизни и деловой активности общества повышения
вместимости самолетов, увеличения чис ш маршрутов, частоты полетов на суще-
ствующих маршрутах, расширения возможностей самолетов и наземного обору-
дования Роль исследований и разработки в этом процессе обозначенная квадра-
том в левом нижнем углу, особенна в том смысле, что этот квадрат имеет то шко
выходные связи Хотя изображенная диаграмма, очевидно, сильно упрощена по
сравнению с реальностью и не может считаться исчерпывающей , она все же по-
казывает, что процесс разработки самочета яв яется первоисточником прогресса
Поэтому при запуске новой программы разработки самолета необходимо оцени-
вать обстановку заранее, чтобы нс вступать в конфликт с будущими потреб-
ностями покупателя, пассажиров п общества Кроме того, на приемлемость
нового проекта могут повлиять ограничения общего характера, к их 4i слу
относятся
а) располагаемые организационные и технические возможности фирмы раз-
работчика,
б) уровень техники и технологии, требуемый для разработки самолета новой
категории,
в) возможность конкуренции,
г) наличие финансовой поддержки
Инициатива на проработку проекта не всегда исходит от конкретной лично-
сти (главного конструктора) или отдела'(предварительного проектирования) и hl
обязательно носит форму приказа, изданного начальством Идея оценивается
* Например, роль государственных авиационных учреждений не отражена на диа
I рамме
10
www. vokb-la. spb ,ni
Рис 1 1 Факторы, влияющие на рост объема воздушных перевозок по Моргану [1 26].
1— потребность в административных самолетах, 2 — потребность в личных самолетах 3 —
объем воздушных перевозок 4— стоимость билетов □ —эксплуатационные расходы 6—
эксплуатационные факторы 7 — регулярность частота полетов тип маршрутов В—косвен
ные расходы 9 прямые расходы 10— размеры и потребное количество самолетов, 11 —
финансовые факторы, 12— стоимость самолета, 13—производство 14—разработка 15 —
технические факторы, 16 — аэродинамика /7 — силовая установка, 18—конструкция и ма
териалы 19— системы и оборудование 20 — требования пассажиров, 21 — скорость ком
форт, 22—надежность безопасность
бригадой предварительного проектирования в процессе начальной умозрительной
приработки Цель этого этапа оценки общей концепции заключается в том, чтобы
изучить жизнеспособность проекта и получить первоначальное представление
о наиболее существенных характеристиках
Если результаты окажутся обнадеживающими с технической точки зрения и
в отношении рынка сбыта, может быть принято решение продолжить разработку
проекта дальше, дтя того чтобы начать серьезную программу создания нового
самолета (рис 12) Будет сдетан сравнительный анализ несюльких вариантов с
некоторыми изменениями Вариант, который получит наивысшую оценку, будет
принят к более дета тьной проработке на этапе предварите тьного проектирования
Характерной чертой этого этапа явтяется возможность непрерывного внесения
изменений до момента «замораживания схемы» *, что говорит об окончании эта
па предварительного проектирования Если на рынке сбыта будут благоприятные
условия для будущего самотета и будет финансовое обеспечение начатьство мо-
жет дать разрешение на дальнейшую разработку Дальнейшие этапы технического
проектирования, постройки и испытаний завершатся получением сертификата
тстнои годности, дающим право поставки самолетов заказчике Информация со
бираемач в этот период, обычно сопровождается различными доработками, кото-
рые загружают конструкторское бюро еще длитетьное время
После поставки головной серии фирма будет продолжать дальнейшее усо-
вершенствование проекта Эти усовершенствования могут по“ти по пути уд и-
нения фюзетяжа, установки утучшенного двигателя, аэродинамической доводки
(совершен твование внешней формы) и т п Удачный самс тет обдчно проходит
через это, существуя в нескольких вариантах, каждып из которых предназначен
♦ Понятие «схема» используется в данной главе, когда речь идет об общем виде
само ста внешней форме размерах и других существенных характеристиках Оно не имеет
в виду реальную конструкцию самолета которая характеризуется уже положением ко i
кретных элсмс jtob закрылков шасси и т д
11
www. vokb-la. spb .ru
Рис I 2 Схема процесса проектирования и разработки самолета
1 — исследования 2 — разработка 3 — Пост >вк i 4 разработка концепции 5 — предвари-
тельное проектирование 6—«замораживание схемы» 7технический проект, 8— решение
о разработке самолета 9—изготовление, 10 — испытания 11 — сертификация 12—постав-
ка головной партии 13 — доработки, 14 — разработка схемы, 15 — технический проект,
16 — эксплуатация
для решения специальной транспортной задачи, что значительио повышает его
конка рентоспособность
На рис 1 2 эти этапы разделены на три периода жизни самолета этап
разработки схемы *, разработка технического проекта и этап эксплуатации Пер-
вые два периода существуют как отдельные фазы, поскольку решения, принима-
емые на первом этапе, частично базируются на вероятностно-статистических дан-
ных о том, что технические показатели самотета бу дут достигнуты Реальная кон-
струкция рассматривается пока в самом общем виде, в то время как в процессе
выполнения технического проекта самолет разрабатывается детально «до заклеп-
ки» и составляется подробный график его постройки Количество документации
и чертежей в этот период достигает максимума с соответствующим возрастанием
стоимости работ
1 3. РАЗРАБОТКА СХЕМЫ
Главной цепью этого этапа разработки проекта самолета (рис 1 3) является по-
лучение информации, необходимой для принятия решения о технической и эко-
номической ценесообразности его постройки В отличие от технического проекта
детальная проработка конструкции и план постройки самолета не играют пока
существенной роли
Важной особенностью всего процесса разработки самолета нового типа явля-
ется последовательная цикличность его этапов В процессе каждого из этих цик-
лов проект самолета прорабатывается в целом с одинаковой для всех основных
узлов систем и элементов оборудования степенью деталировки Глубина детали-
ровки с каждым циктом увеличивается до момента окончательной разработки
технического проекта На основании терминологии, данной на рис 1 2 и 1 3, мож-
но назвать следующие циклы
а) проработка концепции;
б) выбор базовой схемы,
в) разработка базовой схемы,
г) техническое проектирование
Эти циклы можно было бы назвать соответственно умозрительным проекти-
рованием, оценкой осуществимости проекта, выбором наиболее подходящей схе-
* Обычно называется «этап предварительного проектирования»
12
www. vokb-la. spb .ru
Рис 1 3 Выбор схемы и разработ-
ка современного скоростного транс-
портного самолета
1 —• Этап разработки концепции са
молета, 2 — этап предварительного
проектирования 3 — оценка требо
ваний покупателя по дальности,
полезной нагрузке скорости и т п ,
4 — требования НЛГ и заказчика
по материалам, уровню произвол
ства обслуживания управляемости
ит п , 5 — первоначальные техни
ческие требования 6 — проработка
концепции 7 — выбор двигателя,
8 — начальный базовый вариант
схемы 9 — параметрические иссле
дования влияние параметров из
менепии в схеме и т п, 10 — раз
работка базового варианта схемы
крыло (характеристики на боль
ших скоростях механизация), фю
зеляж (обводы макет), управляе
мость, каркас, системы, установка
двигателей, оценка характеристик
экономика, шум, 11—техническое
описание
мы и окончательной разработкой Основные аспекты первых трех циклов и яв-
ляются предметом обсуждения настоящей книги Проработка концепции само че-
та изложена во второй 1 лаве Гл 3—10 посвящены выбору схемы самолета и
составляют основу книги Наконец, гл 11 и 12 отражают некоторые вопросы,
относящиеся к дальнейшей проработке и оформлению проекта Учитывая большой
объем существеющеи информации по проектированию самолетов, автор сделал
попытку представить ее тематически, причем некоторые темы изложены в форме
приложений В связи с тем, что прямой специальностью автора является расчет
аэродинамических и летных характеристик, в книге отражены и эти
аспекты
I.3.J. Проработка концепции
В начальной стадии оценивается вероятная потребность в новом типе самолета
путем изучения рынка сбыта и проведения совещаний с потенциальными покупа-
телями Для изучения рынка сбыта на крупных фирмах существует специальный
отдел, а мелкие предприятия поручают это конструкторскому отделу Во всяком
случае важно, чтобы конструктор или конструкторская бршада участвовала в
этом, поскольку нет смысла начинать проектирование до изучения технических
требований со всех точек зрения и составления ясной картины, на основе которой
должна базироваться концепция самолета
Изучение рынка приводит к выработке первоначальных требований, которые
будут ограничены транспортными параметрами — полезной нагрузкой, максималь-
ной да тьностью, крейсерской скоростью, а также взлетно посадочными данными,
параметрами набора высоты, компоновкой кабины, ресурсом конструкции, обору-
дованием и т п С самого начала должно быть принято решение о том, каким
Нормам летной годности и эксплуатационным требованиям должна соответство-
вать конструкция Рис 1 3 несколько упрощает значение требований Норм летной
годности В действительности нормы влияют на весь процесс разработки самоле-
та и являются доминирующим фактором при принятии каждого конструктивного
решения до последней детали. Поэтому требованиям Норм летной годности по-
священ отдельный раздел в конце этой главы До и в процессе разработки про-
екта конструктор будет внимательно изучать другие типы самолетов или проек-
ты, которые больше других соответствуют первоначальным техническим требова
ниям на проектируемый самолет Критическая оценка в сравнение самолетов по
13
www. vokb-la. spb ,ni
Рис 1 4 Первоначальная концепция самолета коротких линий на 30 пассажиров*
/ — хороший доступ к двигателю 2 — ручное ^правление, 3 — простая конструкция крыла
с небольшим селением 4— двухщелевые закрылки с фиксированной осью, 5 — баки во
внешней части консоли 6 —малошумные двигатели со степенью двухкоптурности более 5
7 ручное управление, 8 — тросовая проводка управления за пределами пассажирской ка-
бины 9— хороший обзор для экипажа 10 — коническая часть фюзеляжа, 11— простые
стойки шасси 12 — Входная дверь с встроенными стхпеньками
основным параметрам систематизация литературы учет опыта эксп 1уатаци/
и т п — все это выполняется конструктором будущего самолета
В этот период устраиваются бурные заседания «мыслителей» для выработки
«новых идей», большая часть которых неизбежно будет отвергнута Читатель най-
дст интересные данные по творческому поиску, стимулирующему создание новы<
концепции в работе [1 13], а в работе [1 35] увлекательно описана деятельность
крупной фирмы при проектировании нового самолета Маловероятно, чтобы пред-
ставления, выработанные в процессе умозрительного этапа создания самолета,
14
J www.vokb-la.spb.ru
рнесли какую-то определенность, ведущую к принятию повои лонцепции Трудно
представить, какой степенью оригинальности должен обладать инженер, который
способен на первом этапе «пробить» внедрение новой идеи, аналогичной, напри
мер, монококовой конструкции, стреловидному крылу, реактивному двигателю в
хвостовой части фюзеляжа (по образцу «Каравеллы»), правилу п ющадеи и
другим, которые иногда рождаются в среде проектировщиков Поэтому разра-
ботка новых идеи ведется непрерывно и только очень малая их доля реализуется
при предварительном проектировании и последующей разработке программы
('м рис I 2) Проработка концищии самолета приводит к созданию эскизов, ана-
логичных изображенному на рпс 1 4, составлению перечня основных характери-
стик и базовой схемы самолета, которые явятся фундаментом для следующих
циклов проектирования Хотя на этом этапе не обращается внимание на детали,
все же самолет целиком изображен на бумаге и у конструктора появляется ощу-
щение, что схема «вырисовывается»
1.3,2. Выбор базовой схемы и проработка вариантов
Поскольку процесс проектирования самолета не является строги упорядоченным,
на цервых этапах, когда происходит реализация концепции, возможно появление
нескольких вариантов при решении одной и той же транспортной задачи Если
после оценки всех за и против окажется невозможным однозначно прийти к наи-
более реальной схеме самолета, основанной на интуиции и опыте конструктора,
необхо гимо провести сравнительный анализ нескольких схем В связи с тем, что
полная конструктивная проработка всех схем практически невозможна, анализ
проводится обычно по результатам параметрических исследований, как изобра-
жено на рис 1 3 На основании этого анализа и с использованием относительно
простых методов масштабирования рождается первоначальны и базовый вариант
схемы будущего самолета
В книге представлен ряд этих методов, основанных частично на теоретических
зависимостях и частично на статистическом маюрпале (см, например гл 5,6 и 7)
По первоначальной базовой схеме выполняется общий вид в трех проекциях с се-
чениями Следующим шагом бутет оценка степени соответствия параметров и ха-
рактеристик самолета предъявляемым требованиям
На этом этапе в базовый вариант вносятся изменения, которые целесообраз-
но систематизировать Таким образом, появится семенство однотипных конструк-
ции самолета, легко сравнимых друг с другом и с первоначальным базовым ва-
риантом схемы Цель такой многотипности двойная во первых, улучшить данные
проекта, которые не соответствуют требованиям, и, во вторых, исследовать наи-
более вероятные пути развития схемы в поисках лучших вариантов Проработка
может также показать, что изменение некоторых требований к самолету приведет
к наиболее сбалансированной со всех точек зрения схеме Хотя для данных на
рис 1 3 тип двигателя уже выбран до установления начальной базовой схемы,
этап параметрических исследований может, тем не менее, включать расчеты ва-
риантов с различными типами двигателей и даже различным числом двигателей
на самолет Когда исследовано достаточное число вариантов, необходим система-
тизированный подход для выработки здравых критериев п\ сравнения Хотя аб-
солютная точность используемых методов расчета должна быть по возможности
выше, главная цель расчетов это все же дифференциация вариантов между со-
бой Подведение итогов в конце этого этапа приведет к созданию базовой схемы
самолета, утвержденной всеми отделами для дальнейшей разработки Считается,
что эта схема после детальной проработки будет, вероятно, удовлетворяв перво-
начальным техническим требованиям на самолет и, кроме того, будет наи лучшим
возможным вариантом самолета Если отсутствует уверенность в правил внести
аэр линамичсских характеристик при сравнении однотипных конструкций с раз-
ными массами, параметрические исследования могут и не привести к определен-
ному решению В этом случае можно пойти путем дальнейшего исследования двух
различных схем до принятия окончательного варианта Этот вопрос более полно
освещен в работе [1 38]
Для получения представления о трудозатратах на первый этап предваритель-
ного проектирован (я необходимо отметить, что создание начальной базовой схе-
мы небольшого транспортного самолета требует нескольких тысяч человеко-часов.
15
www. vokb-la. spb .ru
а проработка вариантов и параметрические исследования—во много раз ботьше.
Эти цифры, естественно, имеют широкий разброс и зависят от типа самолета и
степени готовности фирмы проводить исследования В книге приведено много
примеров параметрических исследований (разд 5 5) и даны ссылки на литературу
в гл 5 Примеры методов оценки массы, аэродинамических характеристик и раз-
меров хвостового оперения можно найти в гл 8, 9 и приложениях
1.3.3. Разработка базовой схемы
В процессе этого цикла базовая схема прорабатывается с большей глубиной де-
талировки и его можно назвать осмысливанием самолета. На этом этапе привле-
каются различные бригады конструкторского отдела аэродинамики, прочности,
каркаса, оборудования и т п Для определения внешних обводов целесообразно
по возможности раньше начать продувки моделей самолета в аэродинамических
трубах, а для оценки внутренней компоновки фюзеляжа, проводки управления и
установки оборудования — постройку макета
При разработке базовой схемы будут выявзяться ошибки, сделанные на пер-
вом ^тапе проектирования из за недостатка данных Исправление этих ошибок
приведет к изменениям в конструкции, которые отразятся на всех связанных с
этими изменениями параметрах самолета Бригада предварительного проектиро-
вания, как наиболее осведомленная о проекте и способная представить в черте-
жах последствия вносимых изменений, должна координировать работу на этом
этапе Наиболее распространенной формой координации является установление
программы контроля массы, особенно для тех составляющих массы, которые оп-
редетялись целиком по статистическим данным
Эти программы и поправки должны быть отражены на рис 1 3 линиями
с обратной связью, что для ясности итлюстрации не было сдетано
После того как проект считается «созревшим» и все сомнения, касающиеся
его основных характеристик, рассеяны, руководитель может принять решение о
замораживании схемы, что означает конец этапа предварительного проектирова-
ния Характеристики самолета суммируются в техническом описании, которое
служит основой для обсуждения с потенциальным покупателем
Некоторое представление об объеме работ при разработке предварительного
проекта можно получить из работы [1 36], которая дает следующую информацию
по самолету фирмы Локхид L ЮН «В течение двух лет разработки предваритель-
ного проекта более двух миллионов человеке часов было затрачено на исследова-
ние различны* схем в поисках оптимального варианта Более 10 000 ч испытаний
в семи различных аэродинамических трубах израсходовано дчя установления наи-
более эффективной внешней конфигурации»
1.3.4. Отдел предварительного проектирования
Распространенной практикой в настоящее вр мя при создании самолета нового
типа является создание проектировочной группы, в состав которой кроме конст-
рукторов отдела предварительного проектирования входят такие cnennaniiciH по
отдельным дисциплинам, как
аэродинамики, занимающиеся внешней формой,
каркасники, составляющие предварительную силовую схему и определяющие
оптимальные размеры,
техно тоги и специалисты по материатам, оценивающие будущие виды произ-
водства,
специалисты по эксплуатации, оценивающие условия технического обслужи-
вания и ресурс,
весовики, осуществляющие оценку и контроль массы и моментов
инерции,
специалисты по проектированию систем управления и анализу летных харак-
теристик;
конструкторы по оборудованию и самолетным системам,
экономисты, которые могли бы не только оценить первоначальную стоимость
самолета, но и контролировать финансирование программы в целом
16
www. vokb-la. spb ,ni
Поскольку организационная сторона разработки проекта самолета не являет-
ся темой книги, ниже оговариваются тотько разтичныс задачи, решаемые отде юм
предварительного проектирования В отличие от других отделов конструкторского
бюро этот отдел постоянно занят проектной работой и его деятельность проводит-
ся в следующих направлениях
анализ рынка сбыта, составление начальных технических требований для но-
вого типа самолета в тесном контакте с отделом сбыта,
поиск различных решений данной задачи,
предварительная оценка различных конструктивных предложений с учетом
всех положительных и отрицательных сторон для принятия обоснованных реше-
ний,
постановка и координирование исследований, направленных на решение аэро-
динамических, конструктивных и других проблем Эти исследования могут носить
общий характер, например разработка расчетных методов для оценки сопротивле
ния, массы и т д, или конкретный для данною проекта, например аэродинамиче-
ский расчет системы закрылков,
обсуждения с потенциальными покупателями и будущими подрядчиками ос-
новных агрегатов и характеристик самолета, таких как двигатели, шасси, ресурс
каркаса, электроника л т и,
подготовка технических данных для отдела сбыта,
выпо 1нение проработок по усовершенствованию проекта, направленному на
повышение утилитарности самолета
1.4. НАЧАЛЬНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ТРЕБОВАНИЯ
Обилие материала по такому вопросу, как анализ рынка сбыта при разработке
нового самолета, могло бы вылиться в публикацию отдельной книги Данный под-
раздел будет ограничен несколькими общими положениями, относящимися к
гражданской авиации
В качестве примера использованы начальные технические требования для ги-
потетического варианта пассажирского самолета туристского класса для корот-
ких авиалинии, рассчитанного на 180 пассажиров и обозначенного в дальнейшем
«Проект М-184» Расчетная опенка этого проекта дана в работе [1 64], он исполь-
зовался в качестве сильно упрощенного примера для иллюстрации процесса про
ектирования в курсе лекций Большая часть рассуждений в данном разделе отно-
сится к этому проекту, условно рассчитанному на внедрение в эксплуатацию
в 80 х годах
В гражданской авиации технические требования на самолет нового типа
обычно составляет разработчик Авиакомпании устраивает такой порядок, когда
им дают готовые предложения, хотя в некоторых елччаях они сами проявляю!
инициативу и состав тяют требования по своем\ усмотрению
Конструктор, однако, должен понимать, что проект только тогда оправдан,
когда он получит широкий рынок сбыта Поэтому технические требования, выпу-
щенные эксплуатирующей авиакомпанией, будут представлять интерес, если к ним
привлечены и конкуренты этой авиакомпании Следует учитывать, что эксплуати-
рующая организация не всегда об 1 а дает большим объемом технических и произ-
водственных знаний Тем не менее, существуют примеры удачных самолетов, ко-
торые проектировались по требованиям эксплуатирующей организации или тре-
бованиям составленным при активном ее участии («Вайкаунт», <Тристар» и
DC 10) Однако все же правильнее, когда ответственность за технические требо-
вания и результаты проектирования лежат на разработчике Эта ситуация проти-
воположна той, которая существует в военной авиации, где технические требова-
ния почти всегда выпускаются покупателем т е. вооруженными силами
Термин «начальные технические требования», в отличие от более детальных
требоваг ш к самолету, i спо шзуется для того, чтобы подчеркнуть взаимосвязь
между процессом проектирования и разработкой требований в результате изуче
ния рынка сбыта, состояния двигателестроения и других отраслей промышлен-
ности.
17
www. vokb-la. spb ,ni
1.4.1. Необходимость в новом типе самолета
Разработка самолета нового типа должна быть обоснована следующими объектив-
ными причинами
а) существующий тип самолета становится устаревшим с техничеслой и эко-
номической точек зрения, и новый самолет может выполнять ту же работу луч-
ше Введение новых стандартов на оборудование, техническое обслуживание,
эксплуатацию, уровни шума, комфорт и т д также может способствовать обнов-
лению парка самолетов,
б) определенное развитие транспортной сети создает необходимость в новом
типе самолета Рост движения, например как объяснено в разд 1 2, ведет к со-
зданию нового класса транспортного самолета, новые привычки летать на работу
из дома также требуют создания самолета местных воздушных линий. Новые са-
молеты могут выполнять, например, транспортные задачи развивающейся страны
с неподходящим речьефом для наземного транспорта,
в) новый тип самолета строится и испытывается для изучения применимости
новых концепции, например, с а монеты вертикального или укороченного взтега и
посадки (СВВП/СКВП) Так как экспериментальный самотет почти всегда ведет
к финансовым потерям, по крайней мере на первых этапах, должно быть обес
печено финансирование программы его разработки государством в форме кон-
тракта на разработку.
Особую осторожность стедует проявлять в отношении «заполнения бреши
рынка сбыта» Эта брешь может означать просто отсутствие спроса на самолеты
данного типа Дрхгая опасность, которою следует иметь в ви ху,— это принятие
новой технической идеи, которая сама по себе является достижением но эконо-
мически пока нецелесообразна д 1Я данного самолета Тем не менее, конструктор-
ское бюро должно постоянно участвовать в исследованиях, направ генных на оп-
ределение потенциальных возможностей новой технической идеи ти новшества
Новый тип самолета должен поступать в эксплуатацию в соответствии с хорошо
продуманным планом Важно помнить, что, если самолет появляется на рынке
слишком рано, интенсивность его выпуска будет невелика, что приведет к сниже-
нию доходов от капиталовложений фирмы в проект Задержка с выпуском само-
,ета также невыгодна, так как, с одной стороны, рынок может быть насыщен из-
делиями конкурентов, а с другой,— потребуется быстрое развертывание произ-
водства и дополнительный (временный) приток рабочей силы с соответствующим!
капиталовложениями
Начальные технические требования, представленные на рис 1 5, разработаны
для самолета, предназначенного для замены существующею парка скоростных са-
молетов коротких авиалинии ВАС-1-11, Макдоннел Дуглас ВС 9 и Боинг 737
и до некоторой степени самолетов средних линии Хокер Сиддли «Трайдент»,
Аэроспасьяль «Каравелла» и Боинг 727 К этим категориям нс относятся неболь-
шие самолеты, такие как Фоккер F-28 пли VTW-614 Перечисленные выше само-
леты оборудованы турбовентиляторными двигателями с высокой степенью двух-
контурностн и имеют вместимость 80—120 мест (короткие линии) или 120—180
(средние линии) Необходимость в обновлении парка вытекает из следующих со-
ображений
а) рост объема пассажирских перевозок требует увеличения вместимости са-
мо чета,
б) новый стандарт на vc товия комфорта пассажиров шпрокофт ^г-
чяжных самолетов неизбежно распространится и на самолеты коротких aBt т-
чиний,
в) одним из основных требований в 80 х годах будет уменьшение уровня
шума;
г) на самолетах новой категории моп-т быть применены последние достиже-
ния в области аэродинамики крыла на ма тых и ботьших скоростях, хо^тиження
в области авиационных материалов (композиционные конструкции), более легкое
электронное оборудование, улучшенные системы управления и т п
В связи с большим объемом перевозок на коротких линиях возникает потреб-
ность в самолете с меньшей вместимостью, чем, например, Эирбас А 300.
18
www.vokb-la. spb .ru
* Чисто пассажиров в туристском
варианте (u.ar кресел 0,87м) 180 и более
Соответствующая расчётная коммерческая
нагрузка 20000га-С Необходимо начи п’е
грузового отсека под попом объемом ЗО(/
рассчитанного на размещение стандартных
контейнеров
* Дальность с указанной коммерческой
нагрузкой 2200км в режиме полета с
максимальной крейсерской скоростью,
резерв топлива определяется по требованиям
АТА для внутренних маршрутов, максималь-
ная дальность (с уменьшенной коммерческой
нагрузкой) 3200км в режиме полета со
скоросп ю, соответствующей максимальной
дальности
* 'Максимальная крейсерская скорость
на высоте 915Ом должна соответствовать
М=О,82, максимально допустимое число
M=O,8S, Vmax воп -704км/ч
* Д 1кна взлётной я посадочной Дистан-
ции должна быть не более 18ООм на
уровне моря в условиях MCA +20 С при
максимальной (сертифицируемой) взлетной
массе; характеюпстнки ВПП.ЬСЫ = 30,
жесткое покрытие тошпкной 18см
* Действующие нормы летной годности
FAR, части 25 36 и 121 Уровень шума
должен быть ниже требований FAR 36
1969 года на ID ЕРЛ дБ
Рис 1.5 Образец первоначальных технических требований на гипотетический самолет ко-
ротких линий с вводом в эксплуатацию в 1980 г
1.4.2. Вместимость самолета
При составлении начальных технических требований первым шагом будет оцен-
ка объема транспортных перевозок и потребностей в транспортных средствах в
заданном секторе обслуживания за необходимый промежуток времени Для этих
целей используются статистические данные в виде процента годового прироста
общего расстояния, покрываемого пассажирами, в пассажиро-китометрах На ос-
новании экстраполяции этих данных оцениваются общие транспортные потреб-
ности за рассматриваемый период времени Далее доджны быть сделаны пред-
потоження относительно частоты полетов, среднего коэффициента загрузки, ко-
эффициента годового испотьзования и по ним определена желаемая производи-
тельность (число пассажиров, умноженное на маршрутную скорость)
Б практике эксплуатации самолетов существует негласное правило, что оп-
тимальное время между полетами на конкретном маршруте примерно равно марш-
рутному времени полета Поэтому с возрастанием маршрутной скорости ч-астота
полетов также должна возрасти Кроме того, необходимо учитывать следующее
а) для самолета большой вместимости стоимость самотето километров будет
выше, чем пассажире километров, так как некоторые статьи расходов возраста-
ют непропорционально размеру самолета, например заработная плата экипажа,
стоимость электронною оборудования и некоторых систем,
б) сравнительно небольшой самолет будет иметь меньшую стоимость само-
лете километров, и величина его критической нагрузки * будет меньше, чем у
большого самолета Это не относится к коэффициенту критической нагрузки (кри-
тическая нагрузка/мачеимальная нагрузка)
В общем случае большой самолет лучше подходит к маршрутам с большой
плотностью движения при условии что частота сю полетов соответствует тре-
бованиям рынка
При составлении требовании на проект самолета М 184 (см рис 1 5) руко-
водствовались следующим
а) в период с 1960 по 1970 гг в США и Европе значительно возрос объем
перевозок на ближних авиалиниях Годовой прирост в 15% через 5 лет привел к
увеличению объема этих перевозок в два раза, причем тенденция к росту была
ботее выра кеннои в период 1965' 1970 ir Чартерные перевозки за этот же период
возрастали с интенсивностью 25—30% Основными факторами, способствующими
этому росту, являтись снижение тарифов на регулярных линиях, повышение жиз
* Количество пассажиров, необходимое для окупаемости полета
19
* www.vokb-la.spb.ru
ценного уровня населения, повышенный комфорт реактивных самолетов по срав-
нению с другими видами транспорта;
б) с 1975 по 1985 гг. можно ожидать постепенного снижения годового объема
перевозок в результате экономического спада, насыщения рынка и неизбежного
увеличения тарифов. Возрастание тарифа является результатом увеличения стои-
мости топлива и тех мер, которые предпринимаются для обеспечения соответствия
требованиям по уровню шума.
Если годовой прирост объема перевозок на период 1973—1980 гг. принять
равным 10%, то объем перевозок на коротких линиях должен составлять 19,5%
от уровня 1973 г., причем через три года после внедрения самолета объем пере-
возок возрастет до 250%;
в) потребности наиболее загруженных коротких и средних линий будут удов-
летворять самолеты Эирбас А300, Макдоннел Дуглас DC-10 и Локхид 1011. На
менее загруженных маршрутах переход от существующих самолетов коротких
линий к самолету типа АЗОО будет неоправданным, для них потребуется самолет
с вместимостью на 80—100% большей, чем у самолета DC-9 с возможностью
дальнейшей модификации;
г) для проекта М-184 была выбрана вместимость равная 180 пассажирам в
туристском классе с возможным дальнейшим «удлинением» фюзеляжа на 250 пас-
сажиров, при объеме грузовых отсеков не менее 50 м3.
По сравнению с существующими самолетами новый самолет должен иметь
повышенный уровень комфорта для пассажиров, но необязательно д 1я этого ис-
по. ьзовать компоновку с двумя проходами между рядами кресел. Повышенный
уровень комфорта оказывает заметное влияние на экономические показатели са-
молета
1.4.3. Расчетные крейсерская скорость и дальность
Скорость является самым выдающимся достижением авиации; самолет оказался
единственным средством транспорта, у которого увеличение скорости не приводит
к значительному повышению расхода топлива. Пассажиров привлекает большая
скорость передвижения. Авиакомпании придают большое значение скорости по-
лета, так как она увеличивает производительность самолета. Значение имеет не
только крейсерская скорость полета, но и время рулежки, взлета, набора высоты,
снижения, захода на посадку и посадки, т. е. маршрутная скорость является луч-
шим мерилом скорости, чем крейсерская скорость. Любой новый тип самотета
коротких линий должен иметь значительно большую крейсерскую скорость, чем
его предшественник, для экономии времени на дополнительные полеты. Для само-
летов общего пользования значение скорости зависит от характера npi менения
самолета.
Администратор, который ценит рабочее время, согласен заплатить за скорость
больше, чем турист.
При составлении технических требовании на самолет М-184 (см. рис. 1.5)
предполагалось что его расчетная крейсерская скорость должна быть не меньше,
чем у существующих самолетов. Однако в области околозвуковых скоростей лю-
бое приращение скорости значительно влияет на внешнюю форму (угол стрело-
видности, профиль, относительная толщина) самолета, приводя к увеличению мас-
сы конструкции, стоимости и расхода топлива. Ответ на вопрос, насколько эконо-
мия от повышения маршрутной скорости оправдывает ука данные недостатки,
может быть получен только после детальных исследований с учетом последних до-
стижении в области аэродинамики крыла скоростных самолетов.
В рассматриваемом примере расчетное число М = 0,82 выбрано на основании
использования обычных профилей, хотя применение крыла перспективной формы
с более толстым профилем и, следовательно, меньшей массой конструкции боль-
шим размахом и т. п., может повысить крейсерскую экономическую скорость.
Расчетная дальность проекта М-184 выбрана на основании анализа рас-
пределения коротких маршрутов, которые имеют максимум для дальности 500 км,
например, Лос-Анджелес — Сан-Франциско. Другой, по меньший по величине пик
характерен для дальности 900 км. Самолет с расчетной дальностью от 200 до
2200 км охватывает 87% ближних авиалиний Правда, снижение дальности до
1100 км при максимальной коммерческой нагрузке может привести к некоторому
20
wwwwokb-la.spb.ru
снижению прямых эксплуатационных расходов на коротких линиях, однако в
этом случае не охватывается 25% маршрутов, и ряд авиакомпаний могут по этой
причине не купить самолет. В связи с этим расчетная дальность проекта М-184
при большой крейсерской скорости была выбрана равной 2200 км При этом для
авиакомпаний, которые не предъявляют специальных требований к взлетно-по-
садочным дистанциям, сохраняется дополнительная возможность несколько уве-
личить дальность за счет увеличения взлетной массы и запаса топлива.
1.4.4. Характеристики на малых скоростях полета
и взлетно-посадочные дистанции
Существует два подхода при определении взлетной и посадочной дистанции.
1. Самолет оптимизируется для крейсерского полета. Форма и размеры кры-
ла, так же как и крейсерская высота, выбираются таким образом чтобы расход
топлива для расчетной дальности и крейсерской скорости был минимальным Тяга
двигателей определяется требованиями по набору высоты или расчетной крей-
серской скоростью. Взлетная и посадочная дистанции в этом случае являются
производными величинами и будут изменяться в ограниченной степени в зави-
симости от конструкции закрылков и тормозов.
Непрерывный рост массовых характеристик самолетов и соответствующее
увеличение удельной нагрузки па крыло (рис. 1.6) привели к увеличению взлет-
ных дистанции, которое заставляет делать ВПП в главных аэропортах длиной до
4000 м Скорости захода на посадку возросли до 300—315 км/ч хотя посадоч-
ная дистанция не является критическим параметром для большинства самолетов
большой дальности
Дальнейшее сохранение этой тенденции было бы оправдано только при зна-
чительном сокращении эксплуатационных расходов и при наличии возможности
Годы Годы
Рис 1.6. Тенденции в изменении взлетных характеристик гражданских самолетов:
I — винтовые самолеты; 2—реактивные самолеты
21
www. vokb-la. spb. ш
уд гниения ВПП ио географическим условиям Если еще принять во внимание
требования 1969 г по допустимому уровню шума (FAR 36), а также наметив-
шуюся тенденцию по снижению уровня шума, то можно предположить что бу-
дущее поколение транспортных самолетов не потребует больших длин ВПП, чем
те, которые используются в настоящее время самолетами типа DC 8, Ьоинг 707
и 747
2 Взлетно посадочные характеристики нового самолета подгоняются к пара-
метрам ВПП аэропортов, в которых будущий покупатель эксплуатирует самоле-
ты, подлежащие замене новыми Дтя нового самолета коротких линий это озна-
чает, что потребная длина ВПП не должна превышать длины, характерной для
самолетов DC 9, ВАС 1 11 и Боинг 737, и что конструкция шасси должна соот
встствовать прочности покрытий этих ВПП При таком подходе к взлетно поса-
дочным характеристикам самолета необходимо учитывать увеличение эксплхата-
цяонных расходов дтя объективной оценки выгодности сокращения длины ВПП
В расчеты по самолету должны включаться данные по анализу влияния вз icnio-
посадочных характеристик на конструкцию самотета, прямые эксплуатационные
расходы и характеристики по уровню шума
При заданной длине ВПП для проекта М 184 (см рис 1 5j, равной 1800 м
на уровне моря в стандартных условиях будущии по^хпатель самолета сможет
эксплуатировать его в существующих аэропортах при условии, что классифика-
ционный номер нагрузки (LCN) при максимальной взлетной массе не превышает
30 на жестком покрытии толщиной 18 см "
1 .4.5. Другие требования
1 Уменьшение эксплуатационных расходов в значительной мере зависит от дви-
гателя и степени ею соответствия самолете Большое значение имеют также рас
четная дальность и выпо шейпе требований по уровню шума Необходимо уделять
внимание и расходу топлива
2 Кабина самолета до !жна допускать различные варианты компоновки внут-
реннего оборудования Расстояние между передней и задней стенками кабины
должно быть по возможности больше
3 Оборудование и приборы Требования на радионавигационное и связное
оборудование, степень его дублирования и т п зависят от вида эксплуатации са-
мотета (визуатышп полет ити полет по приборам, катеюрня системы посадки) и
до 1жны обсуждаться с покупателем самолета
4 Конструкция, контроль и обслуживание Кроме требовании летной годно
сти Нормы летной годности (НЛГ) (см разд I 6) требуют указания типа конст-
рукции (безопасноразрушаемая ити безопасная) и ресурса конструкции самолета
в летных часах ити летных циклах Технология и методы производства также мо-
гут быть специатьныч разделом требований, что важно, когда определенные кон-
структивные элементы и агрегаты выбираются из числа готовых Примером мо
жет служить семейство самолетов Боинг 707, 727 и 737 с идентичным попереч-
ным сечением фюзеляжа
5 Самолетные системы и уровень шума Основное назначение систем конди-
ционирования и наддува заключается в обеспечении подачи воздуха в кабинуг с
определенной температурой и влажностью сохранение избыточного давления
и т п Внешннп и внутренний уровень шт на от этих систем также должен б! ть
оговорен в требованиях Для конкретного самолета могут существовать специ-
альные требования к электрической, гидропневм этической, противообледенитель-
ной системам и вспомогательной силовой установке (ВСУ)
1.5. НЕПРЕРЫВНОСТЬ И ВЗАИМОСВЯЗАННОСТЬ
ЭТАПОВ ПРОЕКТИРОВАНИЯ
1.5.1. Циклический характер процесса проектирования
Создание проекта самолета не может проводиться по единой обшей методике
Отнако определенные этапы, свойственные процессу проектирования и изобра-
женные схел атично на рис I 7, могут быть связаны между собой Схема содержит
* См разд 10 2 1
22
www. vokb-la. spb .ru
расчетно проектные работы и смо
жег применяться при создании
любого изделия в отличие от рис
1 3 который о тноси тс я специаль-
но к разработке самолета
С\ шестве шым качеством про
цесса проектирования является его
циктпчиость или повторяемость
Посте иервоиача еыюй опенки схе
мы и анализа ее характеристик
(массы, распределения масс юг
ных характеристик, экономичности
и т п) проверяется соответствие
требованиям и намечаются даль-
нейшие хлу°шения Обычно толь-
ко посте гычолнения ряда циклов
анатиза с различными изменения
ми схемы самолета можно доста-
точно обоснованно говорить о ее
соответствии требованиям и при-
Рис 1 7 Цикличность процесса проектиро-
вания
годности к дальнейшей прора
ботке
На изображенной схеме ука
зан этап проверки сходимости ре
зультатов для тех случаев, когда,
несмотря на улучшения вариантов
само юта, ни один из них не улов
тетворяет всем требованиям одно
временно
Причинами такой ситуации
моггт быть завышенные или про
1 требования 2—проработка схемы 3 —
анализ схемы 4~ сравнение э— соответствие
требов 1нням 6 — да 7 — i ег 8 — измснение
схемы 5 —проверка сходимости результатов,
— оптимальность проекта И — оьопчатсль
ная схема 12— изменение требова! ий
тиворечивые требования к самолету, не отражающие реального уровня развития
Ti хники, или неправильно выбранная базовая схема самозета Например, тре-
бование обеспечить продолжение почета после отказа очного из двигателей зна-
чительно уменьшает коммерческую нагрузку Таким образом, проверка на схо-
димость результатов (см рис 17) показывает, насколько попытки улучшить схе-
му самолета приближают ес к соответствию требованиям
1.5.2. Поиск оптимального решения
Поиск наилучшей схемы можно продемонстрировать на примере гипотетического
само юта, качество которого оценивается одним количественным показателем, на-
зываемым далее «критерием оптимальности» Д 1Я транспортного самолета таким
критерием могут быть прямые эксплуатационные расхо 1Ы (ПЭР, см рис 18)
на расчетной дальности или, например, максимальная взлетная масса
При построении кривых на рис I 8 предполагалось что конструктивные изме-
нения сводятся к двум независимым параметрам таким как, например, нагрузка
j а крыло и тяговооруженность Каждой точке на графике соответствует опреде-
юнная законченная схема самолета, для которой мо кет быть рассчитан критерий
оптимальности Для с 1учая на рис 1 8 он выражен в процентах, от миниматъно
достижимой величины Технические требования к самолету в этом случае можно
разделить на
а) требования, которые строго оговаривают транспортные возможности само
, ета или другие характеристики, используются в качестве базовых при выборе
схемы, формы и компоновки самолета,
б) требования, которые изложены в форме ограничений, например минималь
ная скорость полета, максимальная взлетная дистанция нт и, испо-1 ьзуются как
границы области в которой возможен выбор этих параметров
Заштрихованные области ла графике соответствуют комбинациям перемен-
ных параметров, для которых не выполняются некоторые требования, указанные
и (Ьорме ограничений
23
www vokb-la.spb.ru
Рис. 1.8. Графическая интер-
претация процесса поиск»
оптимального варианта
В изображенном примере исследуемая схема самолета (точна А) лежит в об-
ласти неприемлемой комбинации параметров. Однако путем изменения одного
параметра можно обеспечить выполнение всех требований, хотя и за счет некото-
рого ухудшения критерия оптимальности (точка В) Если теперь изменить и вто-
рой параметр (точка С), критерии оптимальности улучшится Точка D, в которой
кривая ограничении касательна к линии постоянного критерия оптимальности, со-
ответствует комбинации параметров, для которой выполняются все требования с
наилучшим критерием оптимальности. Тем не менее конструктор в качестве окон-
чательной схемы выберет точку В, учитывая некоторую неопределенность границ
и обеспечивая запас, уменьшающий риск попадания в недопустимую зону
Хотя «абсолютный оптимум» (точка О) не имеет существенного значения н
рассматриваемом варианте, схему самолета, соответствующую этой точке, целе-
сообразно также проработать, так как разница между точками D и О покажет,
во что обходится выполнение требования, которое делает невозможным дости-
жение теоретического абсолютного оптимума. Если разница окажется большой, це-
лесообразно просмотреть возможность применения одного из технических нов-
шеств для приближения к оптимуму. Этот шаг обычно ведет к увеличению стои-
мости разработки самолета, однако внедрение новшества не исключает снижения
ПЭР и увеличения производительности самолета
Другой возможностью приблизиться к оптимуму может быть изменение тех-
нического требования, создающего ограничение, если это изменение более полезно
для схемы самолета в целом, чем внедрение радикальных усовершенствовании по
старому требованию В этом случае заслуживает внимания проработка специаль-
ной модификации самолета для эксплуатации в особых условиях.
Пример на рис 1 8 является очень упрошенной картиной реальной ситуации
Описанный метод является не более чем инструментом для оценки принятого ре-
шения. Самолет никогда не оценивается на основе одного критерия, и число пе-
ременных параметров всегда больше двух. Например, увеличение диаметра фюзе-
ляжа повышает комфорт и популярность самолета у пассажиров, но это также
увеличивает массу пустого самолета, сопротивление и, следовательно, ПЭР Из
этого замкнутого круга невозможно найти выход, не полагаясь на здравые реше-
ния конструктора
1.5.3. Предлагаемая схема предварительного
проектирования самолета
В приведенных выше материалах не делалось ссылок на то, как конструктор за-
кладывает схему самолета и как вносит в нее изменения Когда проблема проек-
тирования упирается в количественную оценку, т. е. расчеты, аналогичные тем,
которые необходимы для построения кривых на рис 1 8, целесообразно примене-
24
www. vokb-la. spb .ru
ние вы тслителыюй техники Эти расчеты могут быть сделаны очень быстро, но
их программа должна контролироваться конструктором Использование вычисли-
тельной техники приобретает широкую популярность на больших фирмах, занима-
ющихся разработкой дорогостоящих проектов В Англии такой вычислительный
комп зеке имеется в Королевском авиационном институте Во многих случаях, од-
нако, закладку схемы самолета желательно выполнять по упрощенной методике
с использованием статистических и аналитических зависимостей, которые близки
к оптимальным Дальнейшие исследования обычно ограничены анализом незначи-
тельных изменений, не ведущих к серьезным доработкам первоначальной схемы.
Главы
1
2
3
4
5
6
7
8
S
10
11
Оформление и
представление проекта
12
Параметрические
исследования J
Рис. 1.9. Разработка начального базового варианта схемы самолета и связь ее с планом
книги
25
В настоящей книге делается попытка познакомить читателя
ным методом подхода к проектированию самолета. В ней приведены не только
необходимые формулы и зависимости, но и даны рассуждения общего характера,
предшествующие принятию решений. Специальной цели дать строгую схему про-
цесса проектирования самолета не ставилось, хотя последоватетьность изложения
материала отражает непрерывность и взаимосвязанность этапов проектирования
дозвукового транспортного самолета. Эта взаимосвязанность и содержание книги
иллюстрируются на рис. 1 9 со следующими оговорками:
а) диаграмма, хотя и отражает характер процесса проектирования, но не яв-
ляется универсальной. Конструкторы не всегда сознательно работают по уста-
новленной программе; *
б) при проектировании многократно повторяются процессы внесения измене-
ний и их оценка. Для ясности эта цикличность проектирования («обратной
зи») на рис. 1.9 изображена ограниченно;
в) выполнение некоторых этапов для конкретного проекта нс является
зательным. Конструктор должен сам решать, необходим ли ему, например,
стоматический анализ для определения нагрузки на крыло и тяги двигателей,
смотренный в гл. 5.
Диаграмма, аналогичная изображенной иа рис. 1.9, но составченная с учетом
использования вычислительной техники, приведена в разд 5.6.2 (см. рис. 5.18).
свя-
обя-
СИ-
рас-
1.6. ВЛИЯНИЕ НОРМ ЛЕТНОЙ ГОДНОСТИ
И ЭКСПЛУАТАЦИИ САМОЛЕТОВ
1.6.1. Общие положения
НДГ, руководства по эксплуатации и другие правила являются правительствен-
ными документами, которые накладывают требования на разработчиков самолета
и эксплуатирующие организации z целью обеспечения определенного уровня бе-
зопасности полетов. Эти требования оказывают большое влияние па схему, кон-
струкцию, системы, агрегаты, характеристики и летные данные самолета. Для на-
чала конструктор должен правильно выбрать НЛГ, которым будет соответство-
вать проектируемый самолет, особенно когда речь идет о .международном рынке.
Он должен знать, что НЛГ имеют различия как по странам, так и по катего-
риям самолеюн и условиям эксплуатации. Цель настоящего раздела —дагь неко-
торый обзор наиболее важных критериев, которые помогут конструктору сделать
этот выбор.
Основными в области авиации являются следующие документы:
а) Федеральные авиационные нормы (F4R), изданные Федера, ьным авиаци-
онным управлением США (FAA) и Отделом транспорта;
б) английские Нормы летной годности гражданских самолетов (BCAR), из-
данные Управлением гражданской авиации (САА) Великобритании.
Несколько стран выпустили свои Нормы, но стремление удовлетворить требо-
вания сразу нескольких документов обычно приводит к путанице и дополнитель-
ным расходам. В связи с этим предпринимались и предпринимаются попытки до-
биться большего единства требований в существующих НЛГ
Международная организация гражданской авиации (ICAO) сделала попыт-
ку в прошлом создать международные нормы. В 1959 г. был выпущен документ
ICAO, циркуляр 58-AN/53: «Предварительный метод согласования самолетных
характеристик». Этот документ не был принят промышленностью, и единствен-
ным самолетом, сертифицированным в соответствии с ним, был Фоккер F-27 (рис.
1.10, а) после признания циркуляра Управлением гражданской авиации Даши
В настоящем разделе затрагиваются только тс вопросы, которые могут по-
влиять на предварительный проект самолета. Очевидно, этот обзор не исключа-
ет необходимости изучения самих требований НЛГ. Кроме тою, конструктору це-
лесообразно обратить внимание на Рекомендательные записки FAA, в которых да-
ется разъяснительная информация, исключающая неправильное толкование тре-
бований НЛГ.
В одних случаях требования НЛГ могут не учитывать последних достижений
в гражданской авиации, в других — предстоят определенные изменения требова-
26
www. vokb-la. spb .ru
6)
Рис 1.10. Примеры большого и легкого самолетов:
а — «большой» самолет Фоккер F-27 «Френдшип» (максимальная взлетная масса 20 200 кг);
б — «легкий» самолет Скоттиш Авиэйшн «Джстстрим» (максимальная взлетная масса
5700 кг)
иий. НЛГ непрерывно пересматриваются и уточняются, поэтому при возникнове-
нии затруднений и вопросов, не охватываемых Нормами, следует консультировать-
ся со специалистами.
Во многих случаях конструкция самолета должна предусматривать возмож-
ность внедрения доработок, появившихся в результате уточнения Норм на этапах
разработки проекта, производства, а иногда и после начала эксплуатации само-
лета.
При работе с документацией первой задачей является выбор группы, катего-
рии и класса самолета. Верхняя часть табл. 1.1 показывает разделение самолетов
по группам, а нижняя — соответствующий перечень английских и американских
требований к ним. Следует подчеркнуть, что самолеты с максимальной (сертифи-
цируемой) взлетной массой менее 5700 кг считаются легкими (Англия) или не-
большими (США). Важный класс легких самолетов образуют самолеты местных
линий и двухдвигательные административные самолеты с максимальной взлетной
массой до 5700 кг, примером которых может быть самолет фирмы Скоттиш Ави-
эйшн «Джстстрим» (рис. 1.10, б).
Самолеты с максимальной (сертифицируемой) взлетной массой ботее 5700 кг
считаются большими. Разделение самолетов на категории в табл. 1.1 производит-
ся по принципу предполагаемого использования или по эксплуатационным огра-
ничениям.
1.6.2. Нормы летной годности
НЛГ FAR, изданные FAA, разделяются на подглавы, каждая из которых содер-
жит одну группу вопросов, которые, в свою очередь, разделены на части, как по-
казано в табл. 1.2. Для удобства пользования каждая часть издана в виде от-
дельного тома. Наибольший интерес для конструктора представляют подгчавы А,
С, F и G. Полезно также знать следующее:
27
м Таблица 1.1
Классификация категории самолетов по американским и английским НЛГ
Страна (регистр) США (FAA) Англия (CAA)
Группа По характерце гикам Небольшие Большие Легкие Большие
Пэ взлетной массе <5700 кг <5700 кг C, D, Е <5700 кг А >5700 кг
Категория Нормальные, обще- го пользования, акро- батические и сельско- хозяйственные Нормальные Транспортные Полу- и акробаты ческие сельскохо- зяйственные Неакробатические
Класс двигателей или больше Два и Два или больше Эдин или больше Два или больше
Тип двигателя Вес типы * Только винто- вые Все типы * Все типы * Все типы *
Минималь- ный состав экипажа Потны или больше Два Два или больше и больше Два или больше
Обслуживающий Пет < 20 пассажи- ров — нет > 20 пассажи ров — один <10 пассажиров — нет >10 пассажиров — один или больше — —
.симильное число пассажиров 10 ]] _ * Не ограничено — Не ограничено
альная высота "500 м 7500 м Нс ограничена Не ограничена Нс ограничена
Расчетная предельная скорость Не огра нчена 556 км/ч, М—0,6 Не ограничена
Нормы летной годности на самолеты двигатели винты FAR 23 FAR 33 TAR 35 SF AR 23 SFAR 33 STAR 35 FAR 25 FAR 33 FAR 35 Разд К Разд С Разд. С Разд. D Разд. С Разд. С
Требования по уровню шума TAR 36, винтовые, приложение F FAR 36 — ’—*
Продолжение табл, t /
Страна (регистр) США (FAA) Англия (CAA)
Группа По характеристикам Небольшие Большие Легкие Большие
По взлетной массе <5700 кг <5"00 кг С, D, Е 1 <5700 кг А >5700 кг
Общие нормы эксплуатации и по- летов FAR 91 FAR 91 FAR 91 I Указаны в нормах воздушной навигации
Тип персво зок Местные, дополни тслытые авиалинии с большими самолета- ми — — FAR 121
Т 'ристскне боль шне самолеты — — FAR 123
Такси и заказные рейсы — FAR 135
Сельскохозяйствен ные FAR 137 — —
* Поршневые, турбовинтовые, реактивные и вентиляторные.
www. vokb-la^pb
www. vokb-la. spb .ru
Таблица 12
Содержание Норм летной годности F4K
Под-
главы
Содержание
Часть
А
В
С
D
V
F
Н
I
Т
К
Терминология и сокращения
Процедурные правила.
общие правила
обязательные процедуры
правительственные программы FAA
Самолет, процедура сертификации (тип, технология производстве,
сертификация летной годности, делегации, утверждение те у поло
i пн)
стандарты летной годности-
конструкция: нормальные, акробатические и самолеты общего
пользования
транспортные самолеты
нормальные вертолеты
, транспортные вертолеты
воздушные шары с экипажем
самолетные двигатели
винты
уровень шума для самолетов
технические стандарты на материалы, части, приспособления
директивные указания
техническое обслуживание, профилактика, ремонт, доработки
опознавательные и регистрационные знаки
регистрация самолетов
названия самолетов и документы по безопасности
Летный экипаж (не рассматривается в книге)
Маршруты
обозначение правительственных маршрутов, контроль воздушно-
го пространства, контрольные точки
специальное использование воздушною пространства
назначение маршрутов для реактивных самолетов
факторы, влияющие на воздушную навигацию
Воздушное движение и общие правила эксплуатации
общие правила и нормы эксплуатации
специальные правила воздушного движения и движения в зоне
аэропорта
высоты при полетах по приборам
стандартные методы захода на посадку по приборам
управление безопасностью воздушного движения
воздушные шары, парапланы, парашютные прыжки, перевозки
опасных предметов и т. п
Сертификация и эксплуатация (авиалинии, туристические клубы,
чартерные перевозки)
сертификация и эксплуатация
коммерческая эксплуатация больших самолетов
туристические клубы, использующие большие самолеты
регулярные авиалинии, обслуживаемые вертолетами
эксплуатация иностранных самолетов
эксплуатация вертолетов с внешними подвесками
воздушные такси и чартерные рейсы
сельскохозяйственные операции
Школы и другие сертификационные агентства (не рассматрива
ются в книге)
Аэропорты конструкция, эксплуатация
Средства воздушной навигации (не рассматриваются в книге)
Административные вопросы (не рассматриваются в кн ire)
1
11
1
15
21
23
25
27
29
31
33
35
36
37
39
43
45
47
49
61 67
71
73
75
77
95
9
99
101 — 107
121
123
127
129
133
135
137
14 —144
157
171
(81—189
а) методы и правила сертификации (подглава С) относятся ь. аспектам летной
годности самолетов безотносительно к виду их эксплуатации. Н шрпмер, устанав
ливаются правила для определения и измерения посадочной дистанции, но кри е-
рии для оценки пригодности конкретного самолета для эксплуатации на конкрет-
ном аэродроме не приводятся;
б) правила эксплуатации и полетов (подглавы F и G) оговаривают условия
определенных видов эксплуатации, связывающие, например, взлетно-посадочные
дистанции с располагаемыми длинами ВПП и т. п Хотя эти правила не имеют
прямого влияния на летную годность конкретного типа самолета, конструктор дол-
жен понять взаимосвязь между правилами эксплуатации и полетов для того, что-
бы самолет выполнял свои задачи. Несколько примеров приведено ниже.
30
www. vokb-la. spb .ru
1. FAR 121 содержит критерии по минимальным запасам топлива
(FAR 121 639— 121.647), особенно по резерву, необходимому на режим ожидания,
для ухода на запасной аэродром и т. д. Эти требования значительно влияю ( на
характеристику «коммерческая нагрузка — дальность» и, следовательно, эконо-
мику самолета (см разд. 11.8)
2. В FAR 121.185 и 121.195 указывается, что при посадке в аэропорту назна-
чения каждый транспортный самолет должен закончить пробег и остановиться в
пределах дистанции, составляющей 60% от эффективной длины ВПП, считая от
точки гтиссады, находящейся на высоте 15,24 м над ВПП.
3. FAR 135 применима к перевозкам на небольших самолетах типа воздушно-
го такси, относящихся к категории небольших самолетов, отличной от упомянутой
ранее. Эта часть относится к классу самолетов, эксплуатируемых по разрешению
Комитета гражданской авиации (САВ) или в соответствии с Экономическими
нормам!. FAR 298 [186] В этом случае «небольшой» транспортный самолет —
это многодвигательный самолет на 30 или меньше мест с максимальной массой
коммерческой на!рузки до 3400 кг. Эксплуатационные требования для этой осо-
бой категории значительно упрошены по сравнению с транспортной категорией
самолетов. Примером самолета, спроектированного в соответствии с этими амери-
канскими нормами, является самолет местных линий фирмы Шорг SD-3-30.
4 Самолет, имеющий на борту более девяти пассажиров, должен ии.ютиро-
ваться двумя летчиками. При эксплуатации самолетов по катсюрии II (см
FAR 97) или при подетах по приборам также необходим второй летчик-инструк-
тор Самолет с восемью пассажирами и меньше может летать с пассажиром на
месте второго летчика, если приняты меры, исключающие ею вмешательство в
управле» ие самолетом.
При наличии на борту более 20 пассажиров необходимо присутствие бортпро-
водника.
1.6.3. Английские Нормы летной годности BCAR
Английские Нормы изданы по разделам, которые сравнимы с частями FAR ити
сочетанием частей Нормы но эксплуатации изданы в отдельном документе «Нор-
мы воздушной навигации», который не рассматривается здесь. Разделение BCAR
по тематике и сравнение с американскими Нормами приведено в табл. 1 3.
Таблица 13
Состав Норм летной годности ВС 4R
Раздел Требования Американский эквивалент
А Процедуры Подглава В
С Двигатель и винт Части 33 я 35
D Самолет (большие самолеты) Часть 25
Е Планер Часть 2] -г руководство по планерам
G Вертолет Часть 27 и 29
J Электрооборудование Части 37 и 41
К Легкие самолеты Часть 23, SFAR
L Лицензии экипажу Часть 23 (часть 135, приложение А)
Подглава D
R Радио Части 37 и 41
Дтя конструктора английского самолета представляет интерес следующее
разделение самолетов по группам в соответствии с характеристиками:
I руппа А — самолеты, которые после отказа силовой установки не вынужде-
ны совершать посадку;
группа D — самолеты, которые после отказа двигателя не вынуждены совер-
шать посадку после взлета, во время набора высоты или в полете по приборам;
группа С — самолеты, характеристики которых не оговариваются в отноше-
нии отказа двигателя;
группа Е — самолеты с ограничением возможности расширения характери-
стик (максимальная взлетная масса менее 2730 кг)
31
www. vol D-la.spb.ru
1.6.4. Стандарты летной годности
Американские НЛГ FAR 23 и 25 и НЛГ BCAR, разд. D и К содержат требования
практически по одинаковым вопросам. НЛГ FAR разделены на следующие под-
разделы;
А — общие вопросы и терминология;
В — полет*
С — конструкция;
D — проектирование и постромка;
Е — силовая установка (установка на самолете);
F — оборудование (установка на самолете);
G — эксплуатационные ограничения и данные
Подраздел В оговаривает уровень безопасности, требуемый НЛГ, который
будет достигнут только после приведения в соответствие характеристик самолета
с возможностями аэропорта, характером окружающих препятствий и маршрута
В этом подразделе указываются абсолютно минимальные характеристики, а так-
же методика их определения и измерения.
Подраздел С определяет нагрузки па конструкцию, коэффициенты безопас-
ности и минимальную прочность самолета в целом и по агрегатам. Относится пре-
жде всего к каркасу самолета.
Подразделы Е и F оговаривают требования к установке двигателей и обору-
дования, которые должны обеспечить их безопасную эксплуатацию на борту на
всех этапах полета.
Подраздел G устанавливает некоторые ограничения, предупреждения и ин-
струкции экипажу.
Разделение на небольшие или легкие самолеты с одной стороны, и на боль-
шие, с другой, эквивалентно разделению на транспортную и нетранспортную ка-
тегории самолетов, за исключением того, что транспортная категория не ограни-
чена по максимальной взлетной массе. На практике некоторые самолеты с массой
менее 5670 кг сертифицировачись по FAR 25 Различия в требованиях НЛГ к
транспортной и кстраиспортной категориям самолетов существенны Основная
причина заключается в том, что транспортный самолет предназначен для экс-
плуатации авиакомпанией, которая перевозит пассажиров, покупающих билеты,
в то время как другая категория самолетов используется в частных целях от-
дельными личностями и компаниями.
По мнению специалистов и составителей НЛГ, средний пассажир, в отличие
от частного владельца, знает об авиации гораздо меньше и полагает, что прави-
тельство должно позаботиться о его безопасности на всех этапах полета.
Для уменьшения влияния на безопасность полетов различных методик серти-
фикации для двух категорий самолетов эксплуатация самолетов частною поль-
зования обычно ограничена, особенно для районов с насыщенным воздушным
движением. Кроме того, непрерывно ведется политика, направленная на повыше-
ние безопасности эксплуатации самолетов обеих категорий. Самолет, относящий-
ся к категории небольших, может вмещать 15—18 пассажиров Дтя таких само-
летов принято соглашение считать стандарты летной годности FAR 23 занижен-
ными.
Условность такого разделения демонстрируется на рис. 1.10, б, который пока-
зывает легкий самолет, и рис. 1.10, а. где изображен большой самолет со срав-
нимыми эксплуатационными характеристиками Как следствие этого, FAA разра-
ботало специальные нормы (SFAR 23) с более строгими требованиями по харак-
теристикам легких самолетов, особенно в части отказа двигателя. Разработчик,
стремясь использовать возможности самолета в будущем, может принять решение
о сертификации его по FAR 25, хотя самолет может относиться к категории, ох-
ватываемой НЛГ FAR 23
Наиболее существенные различия между требованиями к транспортной и пе-
гранспортиой категориям самолетов показаны в табл. 1 4. Следует отметить, что
для транспортного самолета требуется утвержденная инструкция экипажу, содер-
жащая всю необходимую информацию по характеристикам, ограничениям и по
рядку действий в нормальном полете и в аварийных ситуациях Подобная доку-
ментация для петранепортных самолетов ограничена.
32
Таблица
Различия в '
между небо.’
С
Общие
Взлетно-
посадочные
характери-
стики
Летные
характери-
стики
Констру»
и каркас
2—1221
1 4
www. vokb-la. spb ,ni
стандартах летной годности FXR
ьшими и транспортными самолетами
пецнфические требования Стандарты летной годности
FAR 25 SFAR 23 FAR 23
Ограничение по массе Минимальное число двигателей Число пассажиров Нет Два Без ограннче НИЙ < 5700 кг Два > 10 570D кг - Один < 9
Отказ двигателя на взлете Разгон — торможе ние (прерванный взлет) Есть Полная оста новка Ист Ограничения Нет Нет
Посадка Детальные Ограничения > 2720 кг — ог- раничено 2720 кг — нет
Мокрая ВПП Есть Нет Нет
Характеристики на- бора высоты после отказа двигателя В течение всего полета Взлет, посадка На многодвига- гельны> ограни- чено на маршру- те
Боковая центровка Включена Нет Нет
Минимальная ско рость с сохранением управления Относится к скорости отрыва н сваливания Относится к скорости сваливания с максимальной взлетной массой
Штопор Нет Ограничения Полностью
Запас по перегруз- ке при маневре в крейсерском полете Исключение начала бафтинга Нет Нет
;ция Ограничения по диапазону перегру- зок при маневрах и порывах ветра Есть Есть Ограничения для однодвига- тельных самоле- тов
Оценка усталостной прочностк Основных узлов Для герметичных кабин, крыла и сое д и ни гель них элементе в
Отказобезопасная (безопа сноразрушае- ма я) конструкция Для всего само- лета Для крыла и несущей конструк- ции
Птицестойкость ло бовых стекол Есть Пет Нет
Ограничение для вертикальной скоро сти по нагрузкам на шасси 3 м/с Зависит от нагрузки на крыло, но не более 3 м/с
Максимальная вы сота в кабине после отказа системы 4500 м Нет Нет
33
www. vokb-la. spb ,ni
Прода гжение таб t 14
Специфические требования Стандарты летной годности
ГАЯ 25 SFAR 23 FAR 23
Конструкция и каркас Аварийно спаса тельное оборудование для пассажиров Есть Есть Нет
Защита от обледе нения Есть Ограничения Нет
Повторный запуск двигателя в полете Есть Есть Нет
Системы и оборудование Силовая установка и связанные системы Полностью не зависимая Полностью ие зависимая Oi раннчепно независимая
Дублирование си стем Полное длбли рованис С} щественные системы дублиро ваны Нет
Оборудование для полетов в плохих по ловнях Есть Есть Есть
Хотя табл 14 относится к американским нормам, большая часть различий
справедлива и для ангтийских самолетов Исключение составляют
1) часть К НЛГ BCAR ограничивает расчетную предельную индикаторную
скорость ветчиной 556 км/ч или числом М=0,6 для самолетов со взлетной массой
до 5700 кг,
2) часть D НЛГ BCAR относится к самотетам с максимальной взлетно"! мас-
сой более 5700 кг, но может применяться также к категории нетранспортных са-
молетов,
3) английские легкие самолеты разделяются по группам в соответствии с ха-
рактеристиками и массой, американские — разделяются только по массе с некото-
рыми исключениями для одяодвигательных самолетов,
4) птицестойкость лобовых стекол требуется для обеих категорий английских
самолетов, в отличие от американской практики, где такими стеклами должны
быть оборудованы только транспортные самолеты,
5) английские нормы более строги и детальны в части сертификации посадоч-
ных характеристик на мокрой ВПП,
6) специальные требования для английских сельскохозяйственных самолетов
включены в разд К, а американские сельскохозяйственные самолеты сертифици-
руются по FAR 21 и 22
И все же между английскими и американскими НЛГ гораздо больше сходств,
чем различий, что обеспечивает практически одинаковый уровень безопасности,
особенно для категории транспортных самолетов. Американские нормы белее точ-
ны, и конструктор может пользоваться ими без консультации с pej метром С дру
гой стороны, английские Нормы более гибки с точки зрения учета новых разра-
боток и не усложнены специальными требованиями. Они составляют осиову для
оценки летной годности самолета нового типа, причем общая оценка делается на
инженерной основе
Ясно, что попытки сертифицировать самолет и по американским, и по англий-
ским НЛГ встречают определенные трудности В работе [1 80], например, пока-
зано, к каким ухудшениям характеристик самолета Бичкрафт 99 привела попытка
сертификации его по английским НЛГ, после того как он сертифицировался в те-
чение нескольких лет по FAR 23 Только после тщате итого пересмотра и интер-
претации требований удалось приблизить характеристики самотста к заяв кнным.
Самолет Шорт «Скайвэн» также сертифицировался по обеим НЛГ и имел различ-
ные характеристики, причем английский сертификат был более консервативным.
34
„ www.vokb-la.spb.ru
В настоящей главе не ставится задача охватить все детальные особенности
НПГ Ч сть особенностей бу дел встреча™ я в тевете книги при обсуждении во-
просов к которым они имеют отношение Этот вводный разде I дан для того, что-
бы показать, что НЛГ являются наиболее важным источником информации для
конструктора и должны быть его настольной книгой.
1.7. ЗАКЛЮЧЕНИЕ
Эта глава заканчивается перечнем некоторых, наиболее характерных задач, вы-
полняемых конструктором бригады предварительного проектирования.
1 В процессе разработки предварительного проекта и координации работ на
этом этапе конструктор вступает в контакт с большой группой специалистов по
вопросам, связанным с проектированием самолета аэродинамиками, динамиками,
двигате листами, материаловедами каркасниками, эксплуатационниками, статисти-
ками и расчетчиками Конструктор толжен также знать, как сертифицируется
само 1ет как выполняются потеты в различных условиях и как будет эксплуати
роваться самолет Это означает, что он дотжен иметь широкие и современные
познания в области разнообразных дисциплин и профессий, не оставляя при этом
без внимания детали
2 Типичным для процесса проектирования является последовательное (ите-
ративное) приближение к нужному решению Начиная с проработки схемы, се
анализа и проверки соответствия требованиям, эти циклы повторяются после вне-
сения очередных изменений до тех пор, пока результат не удовлетворит конструк-
тора и проект можно будет с достаточной уверенностью разрабатывать даль '
Конструктор должен обладать достаточной сметостью для того, чтобы не бо-
яться решать на бумаге головоломные задачи Его расчеты и записи должны быть
в порядке, чтобы другие могли их повторить Несмотря на изобилие кажущейся
бессмыстенной работы, конструктор не должен терять нить основной мысли
3 Конструктор должен уже в начальной фазе проектирования самолета пред-
видеть возможное влияние экспериментальных работ на последующий ход раз-
работки Организация проектировочных работ должна предусматривать решение
.любой серьезной проблемы, по возможности на ранних этапах, например, внедре-
ние резу тьтатов продувок в трубе С увеличением опыта конструктора, его спо-
собность предвидеть приходит более естественно
4 Информация по новым разработкам и результатам исследований, поступа-
ющая в бригаду предварительного проектирования, должна быть обработана ста-
тистически с соответствующим оформлением Документация и библиотека данных
должны пополняться дтя каждого нового проекта (см рис 1 9, первый квадрат)
Наибольшую ценность представляет издание Джейн «Самолеты мира», авиацион-
ные журналы и издания Следует указать, что увеличивающийся поток информа-
ции затрудняет оценку качества содержания публикаций
5 В процессе разработки проекта происходят постоянные совещания со спе-
циалистами по другим дисциплинам, потенция тьными п оку пате тя ми, потрядчика-
ыи и поставщиками Конструкторы обычно активно участвуют в авиационных
симпозиухах и конференциях Согласованная работа бригады особенно при раз-
работке проекта большого самолета, является необходимой для успеха
6 В связи с длительностью периода разработки проекта современного само-
лета конструктор периодически будет сталкиваться с необходимостью его пере-
оценки Новый самолет будет удачным, если он выполнит работу лучше старо
го, на смену которому придет, и несколько лучше, чем конкурирующие само-
леты одинаковой категории Внедрение технических новшеств и желание избе-
жать большого финансового риска должны быль тщательно взвешены Принятие
решения в этгп случаях основывается на самых общих рассуждениях, по этой
причине опыт конструкторской организации является существенным Конструктор
должен обладать способностью оценивать и чувствовать, что можно, а что нель-
зя сдела1ь
Несмотря на высокие требования к конструктору современного конструктор-
ского бюро, его работа осталась творческой поскольку поиск нового, столкно-
вение с неизвестными проблемами и их решение остаются важными составляю-
щими успеха
2*
www. vokb-la. spb .ru
ГЛАВА 2
Проработка общей схемы самолета
Проработка общей схемы вновь проектируемого самолета должна основываться
на требованиях к самолету как транспортному средству и на анализе влияния
этих требований на положение основных узлов самолета по отношению друг к
другу. Результат этого анализа играет решающую роль в успехе будущего само-
лета. Четких методических указаний на этот счет не существует, и выбор общей
схемы самолета представляет сложную творческую задачу, стоящую перед кон-
структором.
В настоящей главе приведены основные положения и данные, отражающие
современные возможности авиации. Указаны различия между схемами самолетов
с высоким и низким расположением крыла, обсуждены вопросы местоположения
двигателей. Даны примеры самолетов необычных схем и ссылки на литературу,
где описывается поиск новых идей и конструкций.
Проработка общей схемы самолета должна привести к одной или нескольким
эскизным схемам возможных вариантов. На их основе ведется дальнейшая более
детальная проработка проекта, описанная в следующих главах.
2.1. ВВЕДЕНИЕ
Прежде чем компоновка самолета новой конструкции будет воспроизведена в чер-
теже, необходимо выбрать схему взаимного размещения основных элементов са-
молета: крыла, фюзеляжа, двигателей, хвостового оперения, шасси.
Схема конкретного самозета часто определяется традициями и преемствен-
ностью методов проектирования. Накопленный опыт создания самолетов одного
типа может оказаться довлеющим фактором. Даже при разработке самолета но-
вого типа конструктор возвращается к результатам исследований и проработок,
полученным ранее. Примерами такой преемственности могут служить самолет
Боинг 707 или его непосредственный предшественник КС-135 «Стратотанкер», на
которых определенные конструктивные решения заимствованы с самолета «Стра-
токрузер» 1945' г., созданного на базе самолета В-29 «Суперфортресс» (рис. 2.1).
Окончательный вариант имеет мало сходства с одним из самолетов, построенных
фирмой Боинг. Проекты самолетов 367-60 и 367-64 по внешнему виду фюзеляжа
напоминают самолет «Стратокрузер» модель 377, а в расположении двигателей
видно сходство с самолетом В-47 [2.2]. Хотя с модели 707 начинается новое по-
коление дальних, трансзвуковых транспортных самолетов с реактивными двига-
телями, элементы ее конфигурации нашли отражение в предыдущих конструкциях,
самолетов. Из этого следует, что первым шагом при выборе принципиальной схе-
мы нового самолета является здравая оценка практических конструктивных реше-
нии, нашедших успешное применение в прошлом.
Выбор удачной начальной схемы самолета не означает также, что она не мо-
жет быть при необходимости изменена в процессе дальнейшей разработки. Это
иллюстрируется рис. 2.2, на котором изображены первый эскиз проекта самолета
Авро модель 698 и окончательный общий вид бомбардировщика В-1 «Вулкан»
(1945—1948 гг.). Несмотря на имеющиеся различия, можно проследить за эво-
люцией начального проекта в процессе его технической разработки Если этот
проект сравнить с самолетами Хэндли Пейдж «Виктор» и Виккерс <Вэлиэнг», ко-
торые разрабатывались по таким же тактико-техническим требованиям, можно
сделать вывод о том, что возможны различные конструктивные решения со сво-
ими преимуществами и недостатками. Более подробно этот вопрос будет рассмот-
36
www. vokb-la. spb ,ni
Рис. 2.1. Преемственность конструктивных решений на самолетах фирмы Боинг:
1 — «Стратокрузер», модель 377 (1945 г.); 2—В-47 «Стратоджет»; 3 — модель 367-60, за-
правщик с ТВД (1950 г.); 4 — модель 367-64, заправщик С ТРД (1951 г.): 5 — прототип
транспортного самолета с ТРД
рен в разд. 2.3. К сожалению, материалы, отражающие эволюцию проекта само-
лета в процессе его разработки, практически не публикуются, поэтому обобщен-
ные рекомендации по этому вопросу дать затруднительно.
Работа [2.6] представляет интерес в этом отношении, так как содержит не-
обычные компоновки самолетов реактивного поколения. Окончательная оценка
схемы и компоновки самолета может быть дана только после разработки про-
екта. В связи с этим сравнение двух вариантов предварительных проектов само-
летов, разработанных по одним требованиям, не всегда возможно, так как в про-
цессе разработки могут меняться характеристики самолета, а материалы эскизно-
го проекта, как правило, не отражают этого. Конкуренция заставляет разработ-
37
www. vokb-la. spb ,ni
Phc 2.2. Развитие схемы самолета Авро «Вулкан» (Flight, 31 Jan, 1950 г )•
а — первый эскизный набросок; б — общий вид самолета
чиков искать новые решения, способствующие техническому прогрессу. Однако
слишком новаторские решения ведут к неоправданному коммерческому риску.
Другим сдерживающим фактором является необходимость выполнения требова-
ний Норм летной годности. Хауторн * дал следующее определение: «Проектиро-
вание—это процесс решения проблемы путем создания новых комбинаций из из-
вестных принципов, материалов и процессов» Типичным примером такого опред< -
ел я яв. яется самолет Сюд Авяасьон «Каравелла» (ри 2 3), на ко ором в ер
вые было применено расположение двигателей в хвостовой части фюзеляжа. Глав-
ным идеологом этого проекта был Пьер Сатрэ.
Говорить о твердых и установившихся правилах выбора схемы самолета
вряд ли возможно. В настоящем разделе даны некоторые очевидные рекоменда-
* Лаборатория новой техники, Кембридж.
38
www. vokb-la. spb .ru
ции, которые требуют осторожного подхода, так как иногда даже небольшие раз-
личия в размерах ведут к противоположным выводам Эскизы, выполненные с
соблюдением размеров, необходимы при предварительном проектировании Без пра-
вильного представления о размерах основных компонентов самолета проект пре-
вращается только в рисунок, отражающий идеи конструктора и практически бес-
полезный для дальнейшей разработки. Размеры двигателей, особенно турбовенти-
ляторных с высоким коэффициентом двухконтурности, часто становятся главным
фактором, определяющим размеры воздухозаборников, высоту шасси и т п Неко-
торые данные, необходимые для эскизного проектирования, могут быть получены
по аналогии с другими самолетами, например, нагрузка на крыло, относительное
удлинение, относительная толщина профиля и т, п. Можно также использовать
статистические данные, приведенные в настоящей книге.
В процессе схемной проработки проекта конструктор должен иметь представ-
ление об эксплуатационных требованиях к самолету, таких как условия загрузки,
аэродромное оборудование, обзор из кабины, низкая покупная стоимость самоле-
та и т. д.
Хотя общие технические требования и указывают на основные цели разра-
ботки проекта, конструктор должен выработать свою «философскую концепцию»,
выделяющую главное в проекте и указывающую на пути его реализации В неко-
торых случаях на конструкцию самолета и его общую схему влияют производст-
венные возможности разработчика. Необходимо помнить, что самолет очень слож-
ное изделие и любые необоснованные усложнения его приводят к лишним затра-
там как разработчика, так и потребителя и снижают шансы самолета на успех.
Следующие несколько разделов посвящены вопросам выбора общих схем
самолетов. Компоновка фюзеляжа, проектирование хвостового оперения рассмот-
рены в гл. 3, ограничения по центровке и их влияние на компоновку — в гл. 8.
Размещение двигателей обсуждается в разд. 2 3 (при условии, что их тип и чис-
ло выбраны). Выбор типа и числа двигателей обосновывается в разд. 6 2
2.2. РАСПОЛОЖЕНИЕ КРЫЛА
Расположение крыла по отношению к фюзеляжу в вертикальной плоскости сле-
дует рассматривать в первую очередь. На рис. 2.4 показаны три общих вида про-
ектов самолетов различных категорий. Очевидно, что расположение крыла по от-
ношению к фюзеляжу определяется главным образом эксплуатационными требо-
ваниями. Вопросы аэродинамики и конструкции становятся важными при выборе
высоко-, низко- или среднерасположенного крыла только после того, как учтены
вопросы максимальной эксплуатационной гибкости самолета.
2.2.1. Высокорасположенное крыло
Основным требованием к военному транспортному самолету Локхид С-5А явля-
лась быстрая загрузка и разгрузка военной техники и десанта Самолет должен
был перевозить различные грузы, такие как грузовики массой до 2,5 т, танки
М-60, ар иллерийские установки с обеспечением места для личного состава На
рис. 2 5 даны варианты размещения грузов в фюзеляже. Пол самолета общей
площадью 220 м2 может выдержать нагрузку 3600 кге/м2 и находиться на высоте
2,5 м над ВПП Кабина и кресла для личного состава размещены в двух секци-
ях, разделенных центропланом крыла. Загрузка и разгрузка производятся через
носовую и хвостовую двери По общему виду самолета видно, как важно иметь
низкое расположение пола. У самолета сравнимых размеров например у Боин-
га 747, при низком расположении крыла высота пола 5 м над ВПП. Самолет С-5А
при такой компоновке потребовал бы дополнительных погрузочно-разгрузочных
устройств, что неприемлемо при выполнении военных операций.
Из рис 2 5 видно, что уборка основных стоек шасси представляет специаль-
ную проблему для конструктора. На небольших винтовых самолетах с высоким
расположением крыла основные стойки шасси можно убирать в гондолы двига-
телей (Фоккер F-27) или в хвостовые балки (Хокер Сиддли «Аргоси»), но при-
менительно к большим самолетам это увеличит стояночную высоту и массу.
Единственным вариантом остается схема с уборкой шасси в фюзеляж с усилением
конструкции фюзеляжа для нагрузок при посадке и дополнительным приростом
39
Рис. 2 3 Развитие проекта самолета «Каравелла» (размеры в м).
1— SE Х2О0, летающее крыло массой 200 т для трансатлантических полетов, 2 SE Х202,
3 — SE Х203, 40 пассажиров; 4 — SE Х204, два двигателя, 30 пассажиров; 5 — SE Х205, три
двигателя; 6 SE Х206, четыре двигателя, 40 пассажиров; 7 SE Х206, модификации
варианта 6; 8 — SE Х206 модификация; 9 — SE Х206, четыре двигателя, двухпалубный,
10 — SE Х206, четыре двигателя, 40 пассажиров, 11 — SE Х206 02-17, четыре двигателя «Нин»;
12 — SE X206-02-2I. четыре двигателя <Атар», тип D, 48—60 пассажиров; /о ЬЕ л210'02 01,
м&тмпд пппгятртгя Ттобомека, 40~58, пассажиров; /4 —SE Х210 02 09, высокоплан, четыре
T? £:cp5 7o?nEn^0 02J0' трн Двигателя, 48 Пассажиров; 16 — SE Х210-02-20, четыре ТВД;
? *21U-U2-IO и 14, три двигателя, две модификации. M-SE Х210 02 24, окончатель
ныи вариант, четыре двигателя, в дальнейшем заменены на два двигателя «Эйвон»
www vokb-la.spb.ru
массы. Частично этот прирост массы компенсируется более короткими стой-
ками по сравнению с конструкцией шасси для самолета низкоплана. Краме
того, для варианта размещения шасси на фюзеляже трудно получить широкую
колею Эти факты говорят в пользу схемы моноплана с низким расположением
крыла
Монопланы с подкосным крылом (рис. 2.6) в настоящее время проектируются
по схеме высокоплан Подкосы, прикрепленные к нижней поверхности крыла, со-
здают меньше возмущений и легче в отличие от других вариантов, так как кри-
тическими для них являются растягивающие нагрузки.
Для самолета укороченного взлета низкое расположение крыла нежелательно
из-за эффекта близости земли при взлете или посадке. Кроме того, при низком
расположении крыла в этом случае потребуются высокие стойки шасси для обес-
печения необходимых зазоров над землей для больших закрылков и винтов В свя-
зи с этим для самолетов укороченного взлета рекомендуется высокое расположе-
ние крыла.
42
www. vokb-la. spb .ru
Рис. 2 4 Примеры схем самолета с высоко-, средне- и низкорасположенным крытом (про-
екты):
а — высокоплан для местных воздушных линий (проект автора); б — среднеплан, легкий
реактивный тренировочный; в — низкоплан, для местных воздушных линий
2.2.2. Среднерасположенное крыло
Эта схема выбирается, когда основное значение имеет малое сопротивление само-
лета на большой скорости. При круглом сечении фюзеляжа крыло стыкуется с
ним в этой схеме практически под прямым углом так, что вредная интерферен-
ция между пограничными слоями на малых углах атаки минимальна В боль-
шинстве случаев секция фюзеляжа в месте стыковки крыла имеет цилинд-
рическую форму. Отклонение потока над корневой частью крыла при больших уг-
лах атаки, таким образом, минимально. Зализы в местах стыковки крыла с фюзе-
ляжем будут минимальны по размерам По этим причинам среднеплан — наибо-
лее распространенная схема среди истребителей и тренировочных самолетов, у ко-
торых полезная нагрузка не требует больших объемов, мала по сравнению с объ-
емом фюзеляжа и может быть разделена на части.
Крыло может проходить через фюзеляж, и нагрузки от него будут переда-
ваться на монолитные шпангоуты, к которым крепятся консоли крыла. Такая схе-
ма обычно неприемлема для транспортного самолета, и практических примеров
этой конфигурации среди самолетов подобной категории немного Следует отме-
тить, что на больших транспортных самолетах встречаются компоновки, близкие
к среднему расположению крыла, когда пол кабины находится довольно высоко
и проходит над центропланом. Другим исключением является самолет HFB 320
«Ганза» (рис. 2.7), крыло которого имеет отрицательную стреловидность, и двига-
тели размещены в хвостовой части фюзеляжа для балансировки массы кабины,
расположенной впереди центроплана Однако в этой схеме трудно избежать зна-
читетьного смещения ЦМ при различных нагрузках, если не вводить строгие ог-
раничения по центровке *,
Отрицательная стреловидность крыта создает проблемы, связанные с аэро-
упругостью, которые трудно разрешить без использования баков на концах кры-
ла Хотя разработчик этого самолета заявляет о целом ряде таких преимуществ
схемы, как малое сопротивление, максимальная высота кабины для данного диа-
метра фюзеляжа, хороший обзор и т. п., сомнительно, чтобы они компенсировали
имеющиеся недостатки схемы.
* См. подразд. 8.5.4.
43
www. vokb-la. spb ,ni
44
www. vokb-la. spb .ru
11.02
Сессна 172
Рис. 2.6. Примеры самолетов с подкосным крылом
Фис. 2 7. Схема компоновки фюзеляжа реактивного административного самолета HFB
<Ганза> на 7 пассажиров:
/ —> грузовой отсек, 2 — гардероб; 3— буфет; 4— отсек оборудования; 5 — Входная дверь;
6 — туалет
2.2.3. Низкорасположенное крыло
Низкое расположение крыла дает много преимуществ. Правда, легкие самолеты
все еще разрабатываются по схеме высокоплана, но это скорее дань традициям,
чем поиски преимуществ Небольшая высота пола грузовой кабины является пре-
имуществом небольших грузовых самолетов, предназначенных для эксплуатации
на второстепенных аэродромах, не оборудованных наземными погрузочно-раз-
грузочными устройствами Для пассажирских самолетов высота пола кабины над
землей играет меньшую роль благодаря применению трапов
Рис. 2,5. Схема загрузки и компоновка шасси военно транспортного самолета С-5А
(OOC-A1R ESPACE № 113 Nov 1968):
я — поперечные сечения- 1 — верхний отсек; 2 — средний отсек; 3 — нижний отсек; 4 —•
верхняя падуба, 5 — главная палуба; 6, 7 — продольные силовые балки; 8 — внешние узлы
крепления, 9— амортизатор основной стойки; 10 — силовая рама фюзеляжа; б — продольное
сечение носовой части; 7—носовая часть; 2 — обтекатель; 3— герметичная перегородка;
4 ось поворота носовой части, 5—направляющие; 6 — спуск; 7 — стойка; 8 — подвижные
элементы пола; 9 — узел поворота грузового трапа; 10 — неподвижные элементы пола; 11 —
грузовой трап; 12 — щитки; в — продольное сечение хвостовой части- 1 — силовая конструк-
ция; 2 — регулируемые элементы пола; 3 — узлы поворота; 4, 5 — щитки; 6 — центральная
грузовая дверь; 7— боковые двери; 8—гйдроцилнндры, 9—рычаг
45
www vokb-la. spb.ru
Рис. 2.8. Модификация самолета Локхид «Тристар» с удлиненным фюзеляжем, предусмот-
ренная на стадии проектирования. Фюзеляж удлинен на 3,56 м в передней (7) и 4,57 м в
задней ( ) частях. Высота шасси достаточна для обеспечения при взлете угла поворота 12°
после удлинения фюзеляжа (Aviation Mag. ЛЬ 550, 30 Nov 1970)
Эффективное использование пространства под полом для размещения грузов
возможно, если фюзеляж находится на соответствующей высоте над ВПП.
Безотносительно к высоте шасси это проще достигается при схеме самолет низ-
коплана. Большая высота фюзеляжа над ВПП у низкопланов становится преиму-
ществом в случае появления следующей модификации самолета с удлиненным фю-
зеляжем, когда угол скоса хвостовой части является достаточным для создания-
оптимального угла поворота при взлете без ограничений по тангажу (рис. 2.8).
2.2.4, Влияние расположения крыла на общую схему самолета
Внутренняя компоновка. На высокопланах секция фюзеляжа под полом обычна
делается плоской для уменьшения высоты стоек шасси и сохранения желаемой
высоты пола над ВПП, равной обычно 1,2—1,4 м. Из-за плоского низа фюзеляжа
остается мало места для грузового отсека, что приводит к удлинению основного
грузового отсека кабины по сравнению с самолетами круглого поперечного сече-
ния. Это, в свою очередь, удлинит фюзеляж, особенно, когда над полом размеща-
ется также большая часть оборудования и сервисные помещения. Не исключены
также значительные перемещения ЦМ самолета У низкоплана шасси могут уби-
раться в гондолы двигателей или в секцию фюзеляжа за центропланом стреловид-
ного крыла. Уборка основных стоек шасси в отсек между главными лонжеронами
крыла более приемлема при неработающей или легко нагруженной обшивке, чем
при работающей.
На небольших транспортных самолетах с высоким расположением крыла про-
ход между рядами кресел иногда углублен по отношению к линки пола для со-
хранения общей высоты пассажирского салона. Наиболее критическим в этом слу-
чае является место стыковки крыла с фюзеляжем, где уменьшение высоты салона
неизбежно. В этом отсеке целесообразно размещать подсобные помещения, туа-
лет или гардероб.
У низкопланов крыло иногда выходит за нижний обвод фюзеляжа и требу-
ет установки дополнительных обтекателей (например, самолет Хокер Сиддли 125).
На небольших туристских самолетах передние кресла иногда устанавливаются
для экономии места непосредственно на кессон крыла.
Безопасность. Низкорасположенное крыло и двигатели могут выполнять роль
энергоемкой массы при вынужденной посадке самолета, хотя они и создают опас-
46
пасть пожара при контакте с поверхностью
земли. Крыло обычно содержит топливные от-
секи или баки, повреждение которых при по-
садке более вероятно, особенно топливных от-
секов. При не слишком сильном ударе о зем-
лю вероятность повреждения и возникновения
пожара у высокопланов меньше. При вынуж-
денной посадке высокоплана на воду фюзеляж
будет погружен, в этом случае необходимо
предусматривать аварийный выход из кабины
через потолок. Однако не все самолеты этой
категории сертифицируются для полетов над
водной поверхностью
Летные характеристики. Принципиальные
различия в характеристиках высокопланов и
низкопланов имеют место при взлете и посад-
ке из за эффекта близости земли, который
уменьшается с увеличением высоты крыла над
ВПП Эффект близости земли выражается в
уменьшении вихревого индуктивного сопро-
тивления, что приводит к уменьшению взлет-
.ной и увеличению посадочной дистанций. Иног-
да это ведет к преждевременному срыву пото-
ка и даже появлению обратного потока над
закрылками, что увеличивает минимально до-
пустим} и> скорость отрыва * и соответственно
длину разбега.
Вероятно, более важным является умепь-
дпение скоса потока в области горизонтального
оперения, ведущее к появлению момента на
пикирование. Это явление потреб} ет большего
-отклонения ру 1я высоты для отрыва носового
колеса при взлете и выравнивания самолета
Ризноплан малая скорость
б)
Низкоплан, бслызпя дозвуковая скорость
в)
.при посадке н может стать определяющим
-фактором при выборе площади руля высоты.
Близость земли может вызвать и противопо-
ложный эффект, заставляя самолет «призем-
ляться самостоятельно». Это означает, что
после выполнения нормального захода на по-
-садку потребуется незначительное или вообще
не потребуется отклонение руля высоты для
выравнивания самолета. Такое явление может
наблюдаться в случае, когда низкорасполо-
женное крыло вследствие близости земли дает
заметное приращение подъемной силы, а ука-
занный выше момент на пикирование будет
компенсироваться моментом на кабрирование в
Рис. 2.9. Типы обтекателей и за-
лизов для уменьшения неблаго-
приятной интерференции крыла
и фюзеляжа:
а — обтекатели на нижней по-
верхности крыла; б — обтека-
тель на Верхней поверхности
крыла; о — обтекатели и зали-
зы, выполненные с учетом пра-
вила площадей
результате прироста подъемной силы крыла. Такие характеристики самолета счи
таются благоприятными, однако достичь их целенаправленным начальным вы-
бором сх«мы практически невозможно.
Различия между низкопланом и высокопланом по параметрам максималь-
ной подъемной силы и минимального сопротивления могут быть уменьшены со-
ответствующим выбором зализов и обтекателей (рис. 2.9). Высокорасположен-
ное крыло считается с этой точки зрения выгоднее яизкорасположенного, осо-
бенно по значению индуктивного сопротивления на больших углах атаки. Раз-
ница между схемами в отношении связанных колебаний по крену и рысканию
может быть устранена путем соответствующего выбора угла поперечного V кры-
ла и площади киля Отрицательное поперечное V, желательное для стреловидно-
го крыла, легче получить при высоком расположении крыла без ущерба Д/я
высоты стоек шасси. Обе схемы обладают сходными летными качествами, за
* См. приложение К, разд. К.2.
47
www. vokb-la. spb ,ni
исключением высокоманевренных и акробатических самолетов, для которых ча-
ще выбирается среднее н низкое расположение крыла.
В общем случае при высоком расположении крыла площадь киля должна
быть па 20% больше, чем у схемы низкоплана.
Конструктивные аспекты. Самолет Локхид С-5А уже упоминался я качестве
примера тех трудностей, которые возникают при проектировании шасси самолета
с высокорасположенным крылом. Хотя увеличение массы фюзеляжа при этом
частично компенсируется более легким крылом и коротко)!, более легкой перед-
ней стойкой общий массовый баланс и усложнение конструкции, очевидно, бу-
дут не в пользу высокоплана.
2.3. РАЗМЕЩЕНИЕ ДВИГАТЕЛЕЙ
2.3.1. Винтовые самолеты
Винтовые самолеты с поршневыми двигателями чаще всего бывают двух систем:
один тянущий двигатель, установленный в носовой части фюзеляжа, и два тя-
нущих двигателя, установленные на крыле. Новые самолеты с четырьмя порш-
невыми двигателями в настоящее время не строятся, так как в диапазоне мощ-
ностей более 500 л. с. более эффективны турбовинтовые двигатели. Встречаются
схемы винтовых самолетов, отличные от указанных, если их выбор диктуется
специальными соображениями, например желанием поднять высоту линии тяги
(гидропланы) или избежать моментов при отказе двигателя путем применения
одного тянущего и одного толкающего двигателей, установленных в плоскости,
симметрии самолета (самолет Сессна «Скаймастер»),
Расположение винтов перед крылом является наиболее приемлемая схемой
с а-родннамической и конструктивной точек зрения Поток от винтов работаю-
щих двшателей оказывает благоприятный эффект на срывные характеристики
крыла и повышает подъемную силу, особенно при выпущенных закрылках, соз-
давая своеобразную встроенную защиту от сваливания самолета. С другой сто-
роны, при отказе двигателя до перевода винта в режим флюгирования, он
создает значительное сопротивление при авторотации, нарушая обтекание крыла.
Моменты по крену н рысканию, создаваемые при отказе двигателя, представляют
серьезную проблему управления, снижая летные характеристики, особенно при
взлете. Кроме того, изменение мощности двигателя в полете будет влиять на
скос потока за крылом и изменять стабилизирующий момент от хвостового опе-
рения (см. разд. 2 4.2). На рис. 2 10 изображены варианты установки гондол?
двигателей различных самолетов по передней кромке крыла. Как будет показано
в гл. 6, конфигурация двигателя и винта имеет при этом первостепенное значе-
ние. По сравнению с низкопланами высокорасположенное крыло в общем слу-
чае создает больше возможностей в отношении расположения в вертикальной
плоскости двигателей относительно профиля крыла, так как в этом случае легче-
обеспечить необходимый зазор между винтом н землей.
При применении на самолете турбовинтовых двигателей их гондолы лучше
размещать ниже крыла, что уменьшает массу конструкции, упрощаег
крепление и уменьшает длину выхлопной трубы. На самолетах с низким распо-
ложением крыла конструкторы часто вынуждены использовать сравнительно вы-
сокое положение двигателей для обеспечения необходимого зазора между винтом
и землей. Это может привести к неблагоприятной интерференции между гондолой
и крылом, приводящей к преждевременному срыву потока и появлению дополни-
тельного индуктивного сопротивления.
2.3.2. Реактивные транспортные самолеты
Когда реактивный двигатель стал основной силовой установкой для транспорт-
ных и военных самопетов (1947—1950 гг), традиционные схемы самолетов с
поршневыми двигателями были отвергнуты и начались поиски новых конфигура-
ций, учитывающих специфические характеристики и требования реактивных дви-
гателей. На небольших военных самолетах двигатель обычно размещался в-
48
www. vokb-la. spb .ru
Рис. 2.10. Три варианта установки ТВД:
а — самолет Локхид «Электра» 1 — воздухозаборник; 2 — кок; 3 — редуктор; 4 — масляный
теплообменник; 5 — пожарная перегородка; 6 — главная стойка шасси; 7 — кессон крыла;
3—закрылок Фаулера; S — выхлопная труба; 10— пожарная стенка; 11— охлаждающий
воздух, 12— плоскость расстыковки гондолы; 13— ТВД Эллисон 501-D 13, б — самолет
Аэроспасьяль «Фрегат»: 1 — ТВД Турбомека «Бастан»; 2 — пожарные перегородки; 3 — ка-
пот; 4-—основная конструкция; 5 — зона 1; 6 — зона 2; 7— зона 3; в—-самолет Шорт Бел-
фаст; /—ТВД Роллс-Ройс «Тайн» Ту.12; 2 — баллоны противопожарной системы; 3 — мас-
ляный теплообменник; 4 — альтернатор на 50 кВт; 5 — гидронасос; 6—редуктор; 7—ком-
прессор; 8—теплообменник противообледенительной системы крыла; 9— зона 1А; /0 — зо-
на 1, и — зона 2; 12 — зона 3
49
www.vokb-la.spb.ru
фюзеляже: на больших транспортных и военных самолетах размещение двигате-
-лей выполнялось по двхм различным схемам.
а) двигатели устанавливались в корневой части крыла с воздухозаборниками
по передней кромке и выхлопными соплами в задней кромке крыла Примеры
такой схемы можно видеть на самолетах Де Хэвилленд «Комета» (рис. 2.11),
Авро «Вулкан», Виккерс «Вэлиэнт», Хэндли Пейдж «Виктор» и Ту-104,
б) двигатели в гондолах сначала подвешивались под крылом, а впоследст-
вии были перенесены в хвостовую часть фюзеляжа. Первыми представителями
этого направления были самолеты Боинг В-47, В-52 и КС-135 (см. рис. 2.1), а
фирма Сюд Авиасьон впервые применила схему с размещением двигателей в
хвосте фюзеляжа на самолете «Каравелла» Самолеты, выполненные по первой
схеме, выпускались английской авиационной промышленностью, вторая схема
нашла широкое распространение в США. Сторонники каждого из направлений
могли привести массу обоснованных доводов в пользу своей схемы [2, 11] По
мнению автора, значение имела нс сама установка двигателей, а скорее аэроди-
намическая концепция крыла, которая создавала основное различие между
схемами.
Сравнивая самолеты Авро «Вулкан» и Боинг В-47 (рис. 2.12), можно отме-
тить, что общая площадь омываемой потоком поверхности примерно одинакова
Рис. 2.11. Примеры размещения силовой установки на дозвуковых транспортных самолетах
50
www. vokb-la. spb ,ni
Рис 2.12. Различные конфигурации самолетов, спроектированных по одинаковым требованиям
для обоих самолетов (рис, 2.13), несмотря на то, что площадь крыла «Вулкана»
почти в три раза больше площади крыла* самолета В-47, но его относительное
удлинение** соотвегственно в три раза меньше. Однако оба самолета имеют
почти одинаковую нагрузку по размаху (вес/размах) Интересно, что при задан-
ном скоростном напоре профильное и индуктивное сопротивления *** этих само-
летов будут почти одинаковыми Хотя данные на рис. 2.13 носят приближенный
характер, они показывают, что сравнимые характеристики по дальности полета
можно получить на обеих схемах Вместе с тем самолеты имеют существенные
различия:
а) максимальное аэродинамическое качество для самолета «Вулкан» соответ-
ствует CY = 0,235, а для самолета В-47 Су =0,68. В крейсерском полете на боль-
шой высоте «Вулкан» имеет большую свободу маневрирования без серьезных
проблем бафтинга, вызванного явлением сжимаемости воздуха;
б) конструктивная высота корневой части крыла «Вулкана», достигающая
2 м, позволяет целиком разместить в ней двигатели; на самолете В 47 высота
корневой части всего лишь 0,66 м В определенном смысле это означает, что схе-
Р А Р°лная кРЬ1ла на рис. 2 13 рассчитана, как указано в приложении А под
•’ Относительное удлинсние=размах2/площадь=размах/геометрическая хорда (см.
приложение А).
••• Определения пояснены в разд. 11.2.
S1
www. vokb-la. spb ,ni
Характеристики Бонне В “47 Авро "Вулкан"
Полная площадь крыла, м* 133 320
Общая площадь омываемой поверхности, м1 1050 885
^Размах, м 35,4 30,2
Максимальная удельная нагрузка на крыло, кгс/мг 690 212
Максимальная погонная нагрузка по размаху, кгс / м 2590 2250
Относительное удлинение Сл₽ (приближенно) 9,43 0,0198 2,84 0,0069
1/лЗе ( е -число Освальда) 0,8 0,9
( У / X) max > Gy опт 17,25; 0,682 17,0; 0,235
Рис. 2.13. Сравнение характеристик самолетов двух различных конфигурация
ада установки двигателей решается формой крыла. Этот пример показывает взаи-
мосвязь решений, принимаемых различными специалистами при проектирова-
нии самолета.
Сторонники схемы размещения двигателей в гондолах, установленных на пи-
лонах под крылом, приводят обычно следующие доводы:
а) отдельно расположенные двигатели создают меньше опасности распро-
странения пожара на крыло, содержащее топливо. Фактически это был основной
аргумент при выборе схемы самотета В-47;
б) короткие воздухозаборники и выхлопные сопла обеспечивают оптималь-
ные условия работы двигателям;
в) масса двигателей и пилонов частично разгружает консоль крыла от из-
гибающего момента, в какой-то степени облегчая его конструкцию. Когда дви-
гатели расположены впереди оси жесткости крыла, они играют роль противо-
флаттерных масс;
г) доступ к двигателям обеспечен без увеличения массы конструкции. Дос-
туп к двигателям, установленным в корневой части крыла, требует применения
съемных панелей и люков в месте, где крыло максимально нагружено;
д) считается, что пилоны двигателей оказывают благоприятное влияние на
поток при больших углах атаки самолета и стремятся уравновесить момент на
кабрирование, характерный для стреловидного крыла (рис. 2.14). Пилоны в этом
случае шрают роль аэродинамических перегородок, которые часто устанавлива-
ются на «чистое» крыло.
В противоположность этому сторонники размещения двигателей в корневой
части крыла используют следующие аргументы:
а) приращение сопротивления от установки двигателей в крыле составляет
всего несколько процентов по сравнению с 15% для конфигурации самолета
В-47. Для современного поколения турбовентиляторных двигателей эта величина,
очевидно, уменьшится до 8—10%;
б) в результате небольшой нагрузки на крыло и небольшой величины Ст в
крейсерском полете схема допускает большее маневрирование без возникновения
бафтинга в результате явлений сжимаемости воздуха;
в) проблема возникновения кабрирующего момента для стреловидного кры-
ла с небольшим относительным удлинением менее критична;
г) в результате небольшой величины нагрузки на крыло характеристики са-
молета на малых скоростях улучшаются;
52
www.vokb-la.spb.ni
Рис. 2.14 Влияние схемы установки дви-
гателей на крыле на продольную устойчи-
вость самолета [2-11]
д) конструкция кессона крыла с
небольшим относительным удлинени-
ем более жесткая и нс создает серь-
езных проблем аэроупругости.
Многие из этих аргументов спра-
ведливы только до определенного мо-
мента, и в результате прогресса дви-
гателестроения, создания двухконтур-
ных двигателей и развития эффектив-
ных средств механизации крыла в
1950—1970 гг. спор решился в поль-
зу схемы с высокой а груженным кры-
лом и размещением двигателей в гон-
долах. Это не означает, что схема с
размещением двигателей в корневой
части крыла не будет использована в
будущем. Например, применение ла-
минарного обтекания путем отсоса
пограничного слоя для уменьшения сопротивления самолета может привести к
пересмотру позиций и возврату к схеме малонагруженного крыла с двигателями
небольшой тяги, установленными в крыле или фюзеляже.
Интересный пример схемной проработки самолета показан на рнс. 2.3 для
самолета Сюд Авиасьон «Каравелла». Первый полет этого самолета с двигате-
лями, установленными в хвостовой части фюзеляжа, состоялся в 1955 г Таким
образом, к поколению самолетов с двигателями в гондолах под крылом, которое
началось с самолета В-47 и было продолжено самолетами Дуглас DC 8 и
Конвэр 880 и 990, добавилась новая конфигурация. Когда размещение двигате-
лей в хвостовой части фюзеляжа хорошо зарекомендовало себя на самолете
«Каравелла», появилось целое семейство самолетов подобной схемы: ВАС 1-11,
Виккерс VC-10, Хокер-Сиддли «Трайдент», Дуглас DC-9, Боинг 727, Фоккер F-28
и все административные реактивные самолеты. Хотя эта схема обладала опреде-
ленными преимуществами: «чистое» крыло, малая высота дверных проемов над
ВПП, небольшая асимметрия при отказе двигателя, все же она была очень чув-
ствительна по центровке к вариантам загрузки и требовала осторожного подхода
с точки зрения проблемы глубокого срыва. Поэтому после 1965 г. снова появи-
лись самолеты с двигателями на крыле (Боинг 737, Локхид L-1011, Дуглас
DC-10, Дассо «Меркюр»).
Делать определенные выводы в пользу той или иной схемы не имеет боль-
шого смысла. Появление новых технических требований к самолету так же, как
и появление нового типа двигателя, приводит к новым поискам для обоснования
окончате.н ного выбора схемы, который может быть объективным только после
конструкторской проработки и анализа различных конфигураций. Такой подход
был осуществлен фирмой Боинг при разработке самолета 737 (рис. 2.15), когда
две независимые конструкторские бригады занимались одним и тем же проек-
том Перечень факторов, анализируемых при разработке транспортного самолета,
приведен на рис. 2.16. Принципиальные различия, вызванные размещением дви-
гателей на «Каравелле» и Боинг 737, будут рассмотрены ниже с учетом этого
перечня.
Масса пустого самолета. Необходимо учитывать следующее
пр и размещении двигателей на крыле возможно снижение массы конструк-
ции крыла уменьшением изгибающего момента на консоль от массы двигателей;
чрезмерный разнос двигателей по размаху увеличивает нагрузки на крыло
при посадке и требует большей площади киля,
размещение двигателей в хвосте фюзеляжа требует местного усиления его
конструкции, что связано с потерей полезного объема, повышением массы и уве-
личением размеров фюзеляжа при одинаковой полезной нагрузке;
относительно разницы массы хвостового оперения нельзя сделать определен-
ных выводов, так как она зависит от многих факторов.
Подводя итог можно сказать, что масса пустого самолета со схемой типа
«Каравеллы» будет на 2—4% больше, чем масса аналогичного самолета с двига-
телями на крыле.
53
www. vokb-la. spb .ru
Рис. 2.15. Две конфигурации самолета Боинг 737, разработанные разньми конструкторским»
бригадами
Обслуживание двигателей. Расположение двигателей под крылом обеспечи-
вает лучший доступ к ним с земли, чем любая другая схема, хотя это зависят
еще и от размеров самолета.
Варианты загрузки самолета. Они зависят главным образом от положения
нагрузки относительно ЦМ пустого самолета (подробно этот вопрос рассмотрен
в гл. 9). Обе схемы при правильном проектировании могут иметь удовлетвори-
тельные загрузочные характеристики, хотя для схемы с двигателями на хвосте
фюзеляжа необходимо учитывать больший диапазон перемещения ЦМ. При пол-
ной загрузке само.тета момент на хвостовое оперение с соответствующей поте-
рей качества будет значительным для схемы с двигателями на хвосте. Кроме
• Масса пустого самолёта
• Обслуживание Двигателей
• Попадание посторонних предметов
• Системы:
топливная
противообледенительная
кондиционирования
• Удобство загрузки
• Лётные качества:
срывные р жимы
управление при одном
отказавшем двигателе
ожидание посадки
связанные колебангд по
Крену И рысканию
• Шум
* Характеристики:
сопротивление
максимальная подъёмная
сила
второй участок набора
высоты
Рис. 2.16. Факторы, связанные с установкой двигателей (АТА Engng. and Maint, Cotif., Oct.
27, 1864)
54
www. vokb-la. spb ,ni
V-образнсе оперение
Рис. 2.17. Варианты установки центрально-
го двигателя в трехдвигательной схеме
Сторонники схемы «Каравелла» утверж-
того, в схеме с двигателями на крыле
возможно размещение большого гру-
зового отсека под полом кабины за
крылом, который более удобен в экс-
плуатации.
Характеристики. Обе схемы при
правильной аэродинамической компо-
новке эквивалентны с точки зрения
сопротивления в крейсерском полете.
Правда, фирма Дуглас подчеркивает,
что на самолете DC 9 сопротивление
крыла с пилонами на больших дозву-
ковых скоростях уменьшается в ре-
зультате благоприятной аэродинами-
ческой интерференции [2.30]. В общем
случае схема с двигателями на крыле
приводит к некоторому увеличению
индуктивного сопротивления и умень-
шению критического числа Л1. Сопро-
тивление, вызванное нарушением сим-
метрии в результате отказа двигате-
ля, увеличивается пропорционально
-расстоянию от оси самолета до дви-
гателя и, следовательно, будет боль-
ше для схемы с двигателями на крыле,
дают, что аэродинамически чистое крыло дает приращение максимальной подъ-
емной силы на 20%. Фирма Боинг выражает сомнение по этому поводу и на
основании экспериментальных данных заявляет, что в случае чистого крыла по-
лезная подъемная сила уменьшается вследствие применения устройств, обеспе-
чивающих приемлемое поведение самолета по тангажу при сваливании. Дейст-
вительно, сравнивая максимальные величины Су для самолетов различных схем,
невозможно представить четкую картину в этом отношении.
Летные качества. Двигатели, установленные в хвостовой части фюзеляжа,
обычно сочетаются с Т-образной схемой хвостового оперения, когда стабилиза-
тор расположен в верхней части киля Эта схема оперения при больших углах
атаки требует решения проблемы глубокого срыва *. Для схемы с двигателями
на крыле критическим случаем является возникновение момента рыскания при
отказе двигателя.
Установка центрального двигателя. На трех двигательных самолетах один
двигатель устанавливается в хвостовой части фюзеляжа по оси самолета. При
размещении центрального двигателя в фюзеляже потребуется длинный и изогну-
тый входной канал с соответствующим снижением его КПД и дополнительным
приростом массы (Боинг 727, «Трайдент», Локхид L-1011). Центральный двига-
тель может быть расположен в гондоле над фюзеляжем, но в этом случае пре-
пятствием становится киль. На рис. 2.17 представлены возможные конструктив-
ные решения, каждое из которых имеет свои проблемы. Задача при проектирова-
нии заключается в оптимизации выбранного варианта таким образом, чтобы
свести до минимума его недостатки. В работе [2.23] подчеркивается, что объек-
тивное сравнение двух конструктивных решений всегда крайне затруднено. На
примере самолетов L-10H и DC-10 показано, что, по данным разработчиков, оба
варианта можно считать наилу пшши с точки зрения массы конструкции, расхо-
да топлива и экономических данных.
2.3.3. Однодвигательные дозвуковые реактивные самолеты
На самолетах этого типа двигатель устанавливается внутри фюзеляжа, и основ-
ная проблема заключается в выборе схемы входных и выходных каналов. Вход-
ной канал должен обеспечивать постоянный расход воздуха при различных ре-
жимах работы двигателя и условиях полета. Степень неравномерности и турбу-
• Иногда его называют «суперсрыв» или «установившийся срыв» (см. подразд. 2.4.2.).
55
www. vokb-la. spb .ru
Рис- 2-18. Проблема размещения воздухо-
заборников и входных каналов на само-
лете с широкой носовой частью:
Ряс. 2.19. Асимметричное обте-
кание воздухозаборников при
скольжении самолета:
J — срыв потока; 2 — удлиненные входные J — срыв потока, вихревая золя
каналы
лентности потока на входе в компрессор не должна выходить за пределы,
оговоренные разработчиком двигателя Поэтому большая кривизна входного
канала недопустима. Это не всегда легко выполнимо, особенно при значительной
ширине фюзеляжа в месте расположения воздухозаборников, когда необходимы
каналы большой длины (рис 2.18). Последние также нежелательны по сообра-
жениям балансировки, потерь объема, приращения массы и потерь давления в
канале.
Не следует допускать чрезмерного искажения угла атаки потока при входе
воздуха в канал След от крыла в режиме частичного срыва не должен попадать
в воздухозаборники, поэтому сез соответствующих мер предосторожности перед-
няя кромка крыла не является благоприятным местом для их размещения При
использовании разделенных воздухозаборников в случае скольжения самолета
возникает несимметричное обтекание, ведущее к появлению зоны неустановив-
шьхся колебаний потока па входе в воздухозаборники, как показано на рис. 2 19.
При установке двигателя в фюзеляже конструктор должен решить вопрос
о целесообразности применения цельной конструкции крыта, проходящей череа
фюзеляж. Для маневренного самолета, рассчитанного на большие нагрузки,
цельная конструкция крыла выгодна. Применение такой схемы будет зависеть
от относительных размеров входных каналов и толщины крыла, т е от возмож-
ности прохождения каналов через стенки лонжеронов На самолете Де Хэвилленд.
«Вампир» это удалось удачно реализовать (рис. 2 20), в других вариантах может
оказаться желательным пропускать входные каналы над или под центропланом
крыла На рис 2 21 изображены различные типы воздухозаборников, которые
кратко обсуждаются ниже.
Лобовой воздухозаборник (см. рис. 2 21, а) обеспечивает равномерны1! поток
для всех условии полета Он требует длинного входного канала, который обычно
разделяется в районе кабины, его КПД невысок Этот тип воздухозаборника в
настоящее время редко применяется на дозвуковых самолетах
Заборники в корневой части крыла (см рис. 2.21, б) должны обеспечивать
нормальную подачу воздуха в сложных условиях меняющихся входной скорости,
углов атаки и скольжения самолета В то же время изменение местного профиля
крыла должно производиться только при крайней необходимости
Совковые (ковшовые) воздухозаборники по бокам фюзеляжа создают до-
полнительное сопротивление Для уменьшения этого сопротивления они должны-
быть короткими и хорошо сглажены обтекателями Необходимо также предусмат-
ривать устройство для слива пограничного слоя, что добавляет сопротивление.
Воздухозаборники должны располагаться впереди крыла для избежания интерфе-
ренции с крылом и значительных искажений потока на входе.
На экспериментальных самолетах иногда использовался воздухозаборник,
расположенный над фюзеляжем, например проект «Майлз Стьюдент» Он до. жен.
бы ь расположен достаточно высоко над поверхностью фюзеляжа для защиты
от попадания пограничного слоя и спутной струи при больших углах атаки-
56
www. vokb-la. spb ,ni
Рис. 2.20. Конструктивная схема воздухозаборника в корневой части крыла
(Де Хави л ленд «Вампир»):
1 — узел крепления крыла; 2 — шп. Л» 4 3 — кронштейны поперечных труб-
4 — усиленный люк заправочной горловины; 5 — узлы крепления к фюзеля-
жу; б — технологический люк; 7—канал воздухозаборника; В— заборник
системы кондиционирования; 9 — теплообменник
57
www. vokb-la. spb ,ni
Рис. 2.21. Воздухозаборники дозвуковых самолетов с двигателями, установленными в фю-
зеляже:
а — лобовой воздухозаборник (Фоккер S-14); б—заборник в корневой части крыла (Хокер
«Хантер»); в — совковый боковой воздухозаборник (Сипа 300); г — воздухозаборник над
фюзеляжем (проект Майлз Стьюдент); д — разделенный совковый воздухозаборник (Норт
Америкен-Рокуэлл «Бакай»)
Разделенный воздухозаборник в нижней части фюзеляжа можно рассмат-
ривать как промежуточный вариант между лобовым и боковыми воздухозабор-
никами. При наличии средств защиты от попадания инородных тел при взлете
и рулежке эта схема воздухозаборника приемлема для самолетов со средним к
высоким расположением крыла
Выхлопные сопла должны быть размещены и направлены таким образом,
чтобы горячая реактивная струя не попадала на конструкцию. На дозвуковых
скоростях в установившемся потоке можно считать, что расширение газов чисто
реактивной струи происходит в пределах конуса с половиной угла при вершине,
равной 6°. Выхлопные сопла изготавливают из листовой коррозионно-стойкой
стали, они достаточно тяжелы и на турбореактивных двигателях их масса со-
ставляет от 3 до 5% от массы двигателя на каждый метр длинны
Эта величина еще больше у турбовентиляторных двигателей. Потери тяги в
соплах составляют 1 % на метр, поэтому они должны быть по возможности ко-
роткими.
Несколько вариантов выхлопных устройств, изображенных на рис. 2.22,
обсуждаются ниже. Когда сопло расположено в хвостовой части фюзеляжа, до-
полнительных мер от попадания горячей стр и на конструкцию не требуется.
Применение хвостовой балки позволяет сократить длину сопла. Возможно и дру-
гое решение с использованием разделенных сопловых устройств, установленных
с каждой стороны фюзеляжа. Оба варианта создают конструктивные проблемы
и требуют применения обтекателей сложной формы. Другим способом сокраще-
ния длины сопла является использование двухбалочной схемы, которая, кроме
того создает хороший доступ к двигателю.
58
www. vokb-la. spb.
Рис. 2.22. Варианты установки выхлопных сопловых уст-
ройств на однодвигательных дозвуковых реактивных са-
молетах:
а — низко расположенное сопло, однобалочное хвостовое
оперение (Сипа 300); б — укороченное сопло (L-29
«Дельфин»); в — короткое сопло (Де Хэвилленд «Вам-
пир»); г — разделенные сопла (Хокер «Си Хок»); д —
длинное сопло (Аэрмаччи МВ326)
2.4. СХЕМА ХВОСТОВОГО ОПЕРЕНИЯ
Конструкция хвостового оперения, очевидно, больше зависит от общей схемы
самолета, чем любая другая его часть. Благодаря особенностям размещения эф-
фективность оперения находится под влиянием конструкции крыла и двигателей,
особенно на винтовых самолетах. Способ установки оперения на фюзеляже или
хвостовых балках определяет и конструктивную схему фюзеляжа в этом месте.
Поэтому очень трудно дать общие рекомендации на этапе предварительного
проектирования самолета.
2,4.1. Классификация схем хвостового оперения
Примеры схем хвостового оперения, заимствованные из практики, даны на
рис. 2.23. Возможны и другие промежуточные варианты, которые здесь не рас-
сматриваются.
Группа А. Наиболее распространенной является схема с одним килем и ста-
билизатором, установленным на фюзеляже или киле. Она обеспечивает конст-
руктивную простоту и жесткость, хотя в случае Т-образного хвостового оперения
(А.З) необходимо принимать меры, предотвращающие его флаттер. Выбор опе-
рения с точки зрения аэродинамики дан в подразд. 2.4.2.
Группа В. Значительная высота киля может привести к появлению момен-
тов по крену при отклонении руля поворота в результате большого плеча между
аэродинамическим центром киля и продольной осью самолета. Если такая опас-
ность существует, заслуживает внимания разнесенная двухкилевая схема хвос-
тового оперения, уменьшающая этот эффект. Для двухбалочной или рамной схе-
мы самолета (В.2) выбор такого оперения очевиден.
Группа С. V-образное хвостовое оперение часто используется на планерах с
целью уменьшения его повреждения при посадке на заросшую площадку. Иног-
да оно используется и на самолетах, например «Фуга Магистр», где его выбор
обоснован стремлением исключить попадание конструкции в зону реактивной
струи двигателей без применения Т-образной схемы. Другим примером может
служить самолет Бичкрафт «Бонанза». V-образное оперение не стало популяр-
ным главным образом из-за сложности управления, когда его рулевые поверх-
ности являются н рулями попорота (при отклонении в одну сторону), и рулями
высоты (при дифференцированном отклонении).
59
sv. vokb-la. spb ,ni
Рис. 2 23 Классификация схем хвостового оперения:
а— стабилизаторы, устанавливаемые на киле илн фюзеляже; (5—двойное вертикаль ое
оперение; в — V-образное оперение
2.4.2. Размещение поверхностей хвостового оперения
Влияние реактивной струи. Поверхности хвостового оперения никогда не долж-
ны попадать в реактивную струю Предполагая расширение струи в конусе с по-
лууглом при вершине 6°, можно определить зону «запрета» для размещения
хвостового оперения. При необходимости ось струи можно отклонять на несколь-
ко градусов в ту или иную сторону Другая возможность заключается в прида-
нии горизонтальному оперению угла поперечного V. Желательно также по воз-
можности увеличить расстояние между зоной интенсивного шума и хвостовым
оперением, в противном случае возможно появление акустических усталостных
напряжений в относительно плоских панелях обшивки оперения. Специальные
меры, направленные на борьбу с этим явлением, требуют дополнительной массы.
Прохождение реактивной струи вблизи от стабилизатора приведет к искажению
потока и снижению стабилизирующего момента из-за эффекта подсоса
Влияние спутной струи. В симметричном полете распределение подъемной
силы по крылу с выпущенными закрылками зависит от потока, создаваемого
двигателем. То же самое относится к скосу потока и местному распределению
скоростей в зоне хвостового оперения При изменении скорости полета и угла
атаки стабилизатор перемещается в вертикальном направлении по отношению к
спутной струе, что вызывает изменение продольной устойчивости Это изменение
частично зависит от размещения стабилизатора в вертикальной плоскости. На
рис. 2 24 показано, что при высоком и низком расположении стабилизатора по-
тери статической устойчивости невелики, однако такое положение стабилизатора
не всегда удается реализовать на практике С увеличением тяговооруженностн
и коэффициента подъемной силы влияние спутной струи становится более за-
метным и приводит к увеличению размеров хвостового оперения
В полете с одним отказавшим двигателем момент по рысканию должен быть
уравновешен отклонением руля поворота При этом возникает несимметричное
распределение подъемной силы по крылу, что, в свою очередь, вызовет скос по-
тока в зоне киля и увеличит момент по рыскаяию. Условия такого полета явля-
ются критерием для выбора размеров киля и руля поворота в случае, если дви-
гатели установлены на крыле
Устойчивость и управляемость в срывном и послесрывном режимах. Хотя
в нормальной эк< илуатации срывы крыла стремятся предотвратить путем обес-
печения запаса по минимальной скорости полета, их нельзя рассматривать как
невероятное явление Поведение самолета на скоростях срыва должно демонст-
рироваться в процессе сертификационных испытаний, так как эти скорости яв-
ляются отправной точкой при выборе взлетно-посадочных характеристик.
60
Рис. 2.24. Сдвиг нейтральной центровки, вызван*
ный скосом потока (ARC 8М 2701)'.
Дскхн т — перемещение вперед нейтральной цент-
ровки из-за скоса потока; — САХ крыла
Рис. 2.25. Влияние формы крыла и положения
хвостового оперения на статическую устойчивость
при больших углах атаки (NACA ТМ-Х-26):
а — зоны расположения стабилизатора, влияющие
на поведение самолета в послесрывном режиме;
б — границы устойчивости крыла- 1—зона устой-
чивости; 2 — зона неустойчивости; 3 — Т-образное
оперение; в — устойчивость самолета в после-
срывном режиме: 1 — балансировочный угол ата-
ки аСал; 2 —глубокий срыв; 3 — срывной угол
атаки агт,
Безопасный выход из срывного режима является требованием. Продольная
устойчивость в полете зависит в основном от наклона кривой — (рис.
2.25, б) Отрицательный наклон кривой соответствует положительной статиче-
ской устойчивости, а сбалансированное положение эквивалентно mz — 0 и дости-
гается отклонением руля высоты ити стабилизатора Крыло и хвостовое опере-
ние создают главные составляющие поперечного момента, при этом оперение
играет основную роль На рнс 2 25, б показаны комбинации значений угла
стреловидности и относительного удлинения крыла, образующие зону устойчи-
вости по тангажу при срыве Заштрихованная зона устойчивости нанесена при-
близительно и может зависеть от профиля крыла, крутки крыла, наличия пере-
городок от перетекания пограничного слоя, пилонов двигателей и механизации
по передней кромке. Границы зоны устойчивости, полученные по результатам
продувок в трубах, объясняют, почему стреловидное крыло имеет небольшое
относительное удлинение При достаточно эффективном стабилизаторе иногда
желательно иметь слегка неустойчивое крыло с тенденцией на кабрировав ie
Влияние расположения стабилизатора в вертикальном направлен и показано на
рис 2 25, я и в. В зоне А, которая охватывает большинство схем Т образного
оперения, неустойчивости на больших углах атаки предшествует менее выра-
61
www. vokb-la. spb ,ni
Рис. 2.26. Эффективное относительное удлинение
киля в комбинации со стабилизатором (NACA TN
№ 2907):
1 — профиль NACA 0012, хорда 25,4 см, Re=8-105,
относительное удлинение 2, нулевая стреловид
ность
"Рис. 2.27. Эффективность руля поворота в што-
•поре:
а—хорошие схемы; б — нежелательная схема;
1 — зона срыва потока; 2 — поток в штопоре
женная неустойчивость при срыве. В зоне В неустойчивость наступает сразу
после попадания стабилизатора в спутную струю крыла. В зоне С этого явле-
ния не наблюдается на малых скоростях, но момент на кабрирование может
появиться при маневрировании на больших дозвуковых скоростях Размещение
стабилизатора в зоне D можно считать удовлетворительным для всех углов
атаки. Эта схема возможна и при высокорасположенном крыле, если уделить
•соответствующее внимание положению спутной струи при отклоненных закрыл-
ках Большая часть схем хвостового оперения в нормальных условиях полета
6} дет достаточно эффективна и для обеспечения устойчивости на больших углах
атаки Однако, если к спутной струе крыла добавляется след от широкого фю-
зеляжа и гондол двигателей, установленных в его хвостовой части, могут воз-
никнуть условия, при Которых самолет с Т-образным оперением попадет в за-
критнческую (послесрывную) зону неустойчивости. При очень больших углах
атаки эффективность такого оперения с точки зрения продольной устойчивости
снижается до 10—20% нормальной величины. В диапазоне углов атаки от 30 до
40° оперение попадает в собственный срыв и наклон кривой снова
приобретает форму устойчивости. В точке mz=0 этого участка самолет оказыва-
ется сбалансированным в режиме глубокого срыва. Момент по тангажу от руля
высоты мол^ет оказаться недостаточным для восстановления нормального поло-
жения, и самолет оказывается «запертым» в неблагоприятных условиях. Это
сопровождается быстрой потерей высоты при небольшой скорости полета, и вы-
ход из такого положения крайне сомнителен. Существуют различные методы
борьбы с таким поведением самолета, например увеличение размаха стабилизато-
ра, изменение формы крыла. Для большей безопасности устанавливают меха-
нические сигнализаторы опасного режима (колебания ручки), предупреждающие
€2
www. vokb-la. spb .ru
летчика о приближении к опасному углу атаки, или механические толкатели,
перемещающие штурвал управления вперед при приближении самолета к срыв-
ному углу атаки.
Схема Т-образного оперения обладает и рядом преимуществ. На рис 2 26
показано, что установка стабилизатора в верхней части киля ведет к увеличению
аэродинамического относительного удлинения на 50%. Стабилизатор в такой
схеме может увеличить наклон кривой подъемной силы киля примерно на 15%.
Аналогичное улучшение можно получить при использовании двух килей по кон-
цам стабилизатора. Другой момент заключается в том, что скос потока от крыла
при средних углах атаки уменьшается с увеличением высоты установки стабили-
затора, что позволяет уменьшить площадь Т-образного оперения Тот же эффект
достигается при размещении стабилизатора в вершине стреловидного киля вслед-
ствие увеличения плеча.
Вывод из штопора. На акробатических и тренировочных самолетах должен
обеспечиваться вывод из штопора Небольшие по размерам самотеты используют
для этой цели руль поворота, который должен быть эффективным на очень боль-
ших углах атаки. Из рис. 2.27 видно, что стандартное размещение стабилизатора
будет затенять большую часть руля Рядом изображены приемлемые с этой точкя
зрения варианты. V-образное хвостовое оперение и схема с размещением килей на
концах стабилизатора также подходят для этого случая.
2.5. СХЕМА ШАССИ
В прошлом применялись самые различные схемы шасси, но многие из них пред-
назначались для специальных целей. Ниже рассмотрены три основные схемы,,
представленные на рис. 2.28 и описанные в работах [2 23—2.38]
2.5.1. Шасси с хвостовым колесом
Хотя эта схема была основной на протяжении трех первых десятилетий развития
авиации, в настоящее время она считается устаревшей. Тем не менее, ее преиму-
щества следует отметить:
а) хвостовое колесо невелико, простое по конструкции и легкое;
б) размещение основных стоек в этой схеме позволяет их удобно прикрепить,
к крылу;
в) схема допускает выполнение посадки на три точки путем перевода само-
лета в срывной режим. Аэродинамическое сопротивление обеспечит тормозящую
силу, которая особенно необходима при посадке на травяной аэродром (без тор-
мозов);
г) при применении тормозов вертикальная нагрузка на основные стойки уве-
личится, уменьшая проскальзывание
Причины, по которым шасси с хвостовым колесом почти полностью бы то вы-
теснено трехопорной схемой с передней стойкой, кроются в следующих его недо-
статках-
а) при сильном торможении самолет стремится опрокинуться на нос;
б) сила торможения приложена впереди ЦМ и создает дестабилизирующий
момент, когда самолет перемещается под небольшим углом рыскания по отноше-
нию к ВПП. Это может вызвать крутой разворот на земле;
в) при посадке на две точки создается момент па кабрирование в результате
ударных нагрузок на основные стойки, что приводит к увеличению подъемной
силы и подскоку самолета;
г) положение крыла затрудняе! рулежки при сильном ветре,
д) наклонный пол кабины неудобен для пассажиров, загрузки и разгрузки;
е) наклон фюзеляжа ограничивает обзор летчику вперед;
ж) большое сопротивление самолета при разгоне до момента отрыва хвосто-
вого колеса.
В некоторых конструкциях эти недостатки могут быть частично устранены.
Взаимосвязь хвостового колеса с управлением рулем поворота обеспечивает прос-
той способ управления самолетом на земле.
63
www. vokb-la. spb .ru
B)
Рис. 2.28. Схемы шасси:
а —с хвостовым колесом (Пилатус «Портер»), б — велосипедное шасси (Сюд Квест 4050
«Вотур»), в — с носовым колесом (Фоккер F-28 «Феллоушип»)
2.5.2. Шасси с передней стойкой
Преимущества и недостатки передней стойки, грубо говоря, прямо противополож-
ны указанным для хвостового колеса. Принципиальные преимущества заключа-
ются в следующем:
а) сила торможения в этой схеме приложена за ЦМ и создает стабилизирую-
щий момент, позволяя летчику использовать тормоза полностью,
б) при нахождении на земле фюзеляж и пол кабины практически горизон-
тальны,
в) обзор летчика хороший,
I) передняя стойка защищает от опрокидывания на нос и предохраняет вин-
ты от повреждения (когда они используются),
д) при разгоне сопротивление самолета невелико,
ej при посадке на две точки усилия от основных стоек создают пикирующий
момент Постепенный рост посадочных скоростей современных самолетов сделал
£4
www vokb-la. spb.
эти прей'.у пества более весомыми по сравнению с имеющимися недостатками:
а) передняя стоика доч ж на при тормоз сипи воспринимать лС'—30% веса са-
молета, и поэтому она относительно тя^е^зя
б) для установки передней ctoj ки потребуется местное усиление фюзеляжа,
а для уборки передней стойки — дополнительный объем, который трудно обеспе-
чить на легких самолетах, нс выходя за обводы фюзеляжа Это один из наиболее
трудных вопросов на этапе предварительного проектирования
Подводя итог, можно сказать, что шасси с передней стойкой стало распро-
страненным бтагодаря улучшению условий посадки и более эффективному исполь-
зованию тормозов.
2.5.3. Велосипедная схема шасси
В этой схеме стойки расположены в плоскости симметрии самолета, а передняя
и основная стоика воспринимают нагрузки одинаковой величины Использование
велосипедной схемы оправдано, когда в полную меру используются следующие ее
преимущества
а) сбе стойки размещены почти на одинаковом расстоянии от ЦМ, позволяя
бочее свободно размещать полезную нагрузку по отношению к нему,
б) стойки убираются в фюзеляж, не нарушая конструкции крыла Прирост
массы фюзеляжа при этом зависит от дручих факторов
Недостатками схемы являются
а) необходимость поддерживающих подкрыльных стоек для обеспечения ус-
тойчивости самолета на земле, что увеличивает массу самолета примерно на 1 %.
Однако применение сдвоенной основной стойки несколько расширяет колею и сни-
жает нагрузки па подкрыльные стойки (Боинг В 52),
б) I еобходимость более строгого соблюдения положения самолета при каса-
нии ВПП для предотвращения перегрузки стоек Углы крена также ограничены
при этом из-за перегрузки подкрыльных стоек Иногда целесообразно размещать .
основною сточку' ближе к ЦМ с целью уменьшения этого недостатка, но с поте-
рей возможности беспрепятственного размещения полезной нагрузки,
в) для отрыва передней стойки при взлете требуется большой кабрирующий
момент Поэтому желательно стояночный угол самолета выбирать таким, чтобы
он соответствовал взлетному, оцпако эго приведет к росту сопротивления при
разгоне пли скорости отрыва
Аргументы против велосипедной схемы таковы, что ее выбор может быть оп-
равдан только в том слхгчае, если другие решения не подходят по каким-то при-
чинам
2 6. НЕКОТОРЫЕ НЕОБЫЧНЫЕ СХЕМЫ САМОЛЕТОВ
Общие виды, которые обсуждались в предыдущих разделах, можно назвать клас-
сичсски”и схемами с четким разделением и назначением основных элементов са-
молета Классическая схема предполагает наличие оперения в хвосте, полезней
нагрузки в фюзеляже топлива в крыле и, если необходимо, в фюзеляже Фюзе-
ляж в основном предназначен для оптимального транспортирования, быстрой за-
грузки ч разгрузки и не создаст подъемной силы
Радикальным отступлением от классической схемы являются объединенный
схемы, типичным представителем которых может служить летающее крыло В этой
схеме крыло одновременно создает подъемную силу, несет полезную нагрузку и
обеспечивает устойчивость и управляемость Менее радикальной является схема
бесхвостки, в которой есть фюзеляж, но отсутствует горизонтальное оперение
Третьей необычной конфигурацией считается схема «утка» При выборе необычной
схемы самолета должны быть веские доказательства получаемых преимуществ
в виде у тучшенных характеристик и летных качеств или получения легкой конст-
рукции Например, летающее крыло можно рассматривать применительно к само-
летам большой дальности и планерам так как в обоих случаях может быть
использовано улучшение аэродинамического качества, предлагаемое схемой.
Практический опыт показывает, что конструт ция новой схемы требует большого
объема предварительных исследований до превращения ее в готовое изделие.
В истории авиации немало примеров, подтверждающих это.
3- 1221 65
www. vokb-la. spb .ru
Рис. 2.29. Максимальное качество
на дозвуковых скоростях:
I— размах крыла; Lf— осреднен-
ный коэффициент трения воздуха
об обшивку, основанный на пло-
щади SOM омываемой поверхности;
е — число Освальда, характерна} ю-
щее эффективность размаха; S0M —
площадь омываемой поверхности;
X — сопротивление; У — подъемная
сила; 1 — дозвуковые транспортные
самолеты; 2— летающее крыло с
относительным удлинением 6—8;
3 — планеры с высокими характери-
стиками
2.6.1. Летающее крыло
Во время второй мировой воины конструкторы различных стран рассматривали
летающее крыло как идеальную схему, обещающую значительное снижение сопро-
тивления и массы. К их числу относились Липпиш и братья Хортен в Германии,
Еортроп в США и Ли в Англии. В 1965 г. Ли сделал попытку привлечь внимание
к схеме летающее крыло для самолета коротких авиалиний в работе [2.45]
Так как чистая схема летающее крыло не имеет фюзеляжа и горизонтального
оперения, на ней могут быть получены малые коэффициенты сопротивления при
нулевой подъемной силе. Называются цифры от 0,008 до 0,011 по сравнению с
0,015—0,020 для обычного самолета Поскольку качество самолета обратно про-
порционально корню квадратному из этой величины, теоретически возможно его
улучшение па 40% для данного относительного удлинения (рис 2 29) Это одно-
временно относится и к дальности полета при том же запасе топлива, взлетной
массе и крейсерской скорости. Улучшение можно выразить также в форме сниже-
ния расхода топлива, мощности двигателей или взлетной массы при заданных по-
лезной нагрузке и дальности.
Масса пустого летающего крыла могла быть меньше главным образом в ре-
зультате более благоприятного распределения массы внутри крыла, что уменьша-
ет изгибающий момент в корневой части. Теоретически возможно получение ну-
левого изгибающего момента в установившемся полете, если предположить, что
масса по размаху крыла распределена, как и подъемная сила. Следовательно,
изгибающий момент будет расчетным при посадке, в полете расчетным стучаем
будет момент на кручение и требования к жесткости конструкции крыла. Во вся-
ком случае уменьшение массы конструкции по сравнению с обычной схемой воз-
можно. Дтя обеспечения устойчивости в сбалансированном положении должны
быть выполнены следующие требования-
1) аэродинамический момент по тангажу при нулевой подъемной силе и ну-
левом отклонении поверхностей управления должен быть положительным (на
кабрирование). Это может быть выполнено путем применения секции крыла с от-
клоненными вверх хвостовыми частями или стреловидною крыла с отрицательной
круткой носка либо отклонением элеронов. Все эти меры приводят к увеличению
индуктивного сопротивления,
2) ЦМ должен находиться впереди центра давления; для прямого крыла это
трудно выполнимо, так как основную нагрузку необходимо сосредоточивать в
передней части крыла Стреловидное крыло более удобно в этом случае, посколь-
ку его центр давления расположен дальше назад, обеспечивая больше простран-
ства для размещения груза впереди ЦМ.
66
.vokb-la.spb.ru
Рис. 2.30. Проект самолета для коротких авиалиний, выполненный по схеме летающее
крыло:
I — входные двери; 2 — туалет, 3 — топливо
Стреловидное крыло большого удлинения неустойчиво в продольном отноше-
нии при больших углах атаки (см рис 2.25, б) У летающего крыла нет возмож-
ности исправить это положение с помощью горизонтального оперения, и проблема
устойчивости становится угрожающей Следовательно, часть аэродинамического
выигрыша теряется для схемы летающее крыло (рис 2 30), и ее аэродинамическое
превосход тво над обычной схемой исчезает.
Низкое относительное удлинение крыла заставляет конструктора выбирать
толстый профиль для размещения необходимой нагрузки. Кроме сравнения
обычной схемы в летающего крыла исходя из условий одинакового относительного
удлинения крыла необходимо такое же сравнение при равных объемах При
заданной плотности полезной нагрузки оптимальной будет та конструкция,
у которой пространство, ограниченное контурами, используется полнее
Пр 1 равных объемах обе конфигурации имеют почти одинаковую площадь омы-
ваемой потоком поверхности, и преимущество летающего крыла может быть
только в несколько большем размахе и хорошо обтекаемых двигателях, что сни-
жает сопротивление. Другим недостатком летающего крыла является его неспо-
собность достичь максимального коэффициента подъемной силы Эффективные
закрылки в хвостовой части крыла при отклонении создают пикирующий момент,
который нечем сба шнсировать. Низкое значение удельной нагрузки на крыло обя-
зательно для схемы летающее крыло. Это делает ее чувствительной к турбулент-
ности воздуха не столько с точк.т зрения прочности конструкции, сколько с точки
зрения нагрузки на экипаж и комфорта пассажиров. Летающее крыло можно
сделать продольно устойчивым но его реакция на отклонение ру. евых поверхно-
стей будет сопровождаться д шнпопериодическимн фугоидными и короткоперио-
дическимч колебаниями, неприятными для летчика, хотя в настоящее время с этим
можно бороться при помощи одной из схем искусственного повышения устойчи-
вости.
Следует, наконец, указать, что летающее крыло не обладает гибкостью в
смысле его загрузки, особенно при малой плотности полезной нагрузки Ограни-
чения по размещению полезной нагрузки необходимы как в продотьном, так и
поперечном направлениях, что нежелательно при эксплуатации транспортного
самолета
3*
67
www. vokb-la. spb .ru
Форма летающего крыла не совсем удобна при применении герметичной ка-
бины и требует значительных конструктивных доработок с соответствующим
приростом массы. Модификации схемы летающее крыло с целью увеличения по-
лезной нагрузки практически невозможны
Заканчивая обсуждение схемы летающее крыло, можно сказать, что эта
конфигурация обладает потенциальными возможностями повышения качества
при небольшой массе конструкции, но летные и эксплуатационные характеристи-
ки вызывают опасения В связи с тем, что крыло выполняет и функции по управ-
лению, появится дополнительное балансировочное сопротивление. Для пассажир-
ского транспортного самолета схема летающее ьрыло вряд ли приемлема, но при
создании специальных летательных аппаратов, например пчанера, разведыва-
тельного самолета или грузового самолета большой дальности, ее нельзя ис-
ключать из рассмотрения.
2.6.2. Бесхвостка
Для летающего крыла и бесхвостки характерно отсутствие горизонтальною опе-
рения, но последняя схема имеет обычный фюзеляж, в котором размещается
большая часть полезной нагрузки. Хвостовая часть фюзеляжа в этой схеме от-
носительно короткая и несет только вертикальное оперение. Бесхвостый самолет
обычно проектируется для сверхзвуковых скоростей с применением тонкого тре-
угольного крыла. Рулевые поверхности такого крыла действуют как рули высоты
(при отклонении в одну сторону) или элероны (при отклонении в противополож-
ные стороны). Как и летающее крыло, бесхвостка не может нести эффективные
посадочные закрылки и необходимая подъемная сила при посадке получается
путем увеличения площади крыла небольшого относительного удлинения, что
приводит к необходимости создания больших посадочных углов. Некоторые из
недостатков летающего крыла относятся и к бесхвостке, хотя и в меньшей сте-
пени из-за меньшего относительного удлинения и большей средней аэродинами-
ческой хорды (САХ).
Поскольку бесхвостка с треугольным крылом менее радикально, чем летаю-
щее крыло, отличается от классической схемы, по этой схеме было построено
много удачных самолетов, поступивших в серийное производство Наиболее из-
вестными являются: Авро «Вулкан» (почти летающее крыло, см pre. 2 12),
Конвэр В-58 и F-102, Локхид YF-124, Дуглас F-4D, Дассо «Мираж», SAAB
«Дракон» и ВАС-SUD «Конкоод». Все эти самолеты рассчитаны на полеты в
диапазоне трансзвуковых и сверхзвуковых скоростей, так ка/< бесхвостка с тре-
угольным крылом, одна из наиболее подходящих конфигураций для сверхзвуко-
вого крейсерского полета. Работа [2 44] дает общую информацию, касающуюся
конструкции такого самолета.
2.6.3. Схема «утка»
Эта схема периодически привлекала внимание конструкторов в силу характерных
особенностей. Самолет братьев Райт был построен по схеме «утка» и вообще
идея расположения продольного управления впереди крыла, где на него не бу-
дет действовать скос потока, считалась плодотворной. Балансировка самолета
достигается при помощи передних поверхностей, подъемная сила которых на-
правлена вверх и складывается с подъемной силой крыла. В отличие от клас-
сической схемы это увеличивает подъемную силу и уменьшает балансирово ное
сопротивление, что особенно важно при полете высокоманевренного самолета с
большой скоростью Различают схемы «утка» с близко и далеко расположенными
передними поверхностями (рис 2 31) Далеко расположенные передние поверх-
ности предназначены в первую очередь для уменьшения сопротивления в крей-
серском полете. Их большое расстояние от крыла уменьшает интерференцию.
Динамичсская устойчивость обеспечивается, когда площадь передних поверхно-
стей составляет менее 10% площади крыла. Конструктивные проблемы этой схе-
мы заключаются в следующем:
68
о
б)
Рис. 2.31. Примеры конфигурации самолетов схемы «утка*:
СтёДа?сД° ₽асположеннь1е передние поверхности (Норт Америкен, проект
«Вигген») Г6—близко расположенные передние поверхности (SAAB
69
а) для обеспечения приемлемою диапазона центровок flb
верхности должны иметь максималт ныи коэффициент подъемной силы больший
по величине, чем у крыла Это может быть достигнуто только при небольшом
относительном удлинении крыла Передние поверхности дотжны быть оснащены
сложной механизацией,
б) вихревая зона от передних поверхностей искажает поток над крылом и
создаст моменты по крену при скольжении самолета Интенсивная вихревая зо
на может оказывать в зияние на киль
В схеме близко расположенных передних поверхностей интерференция с
крытом преднамеренно используется для увеличения максимальном подъемной
си ты Максимальный эффект достигаегсл при больших углах атаки на поверхно-
стях с небольшим относительным удлинением и бочынои стреловидностью перед-
ней кромки Увеличение сопротивления при этом допустимо дтя самолетов с до-
статочной энерговоору женпостыо
Схема «утка» приемлема для транс- и сверхзвуковых маневренных самолетов
при достаточной их энерговооруженности
www. vokb-la. spb .ru
ГЛАВА 3
Конструкция фюзеляжа
В вводном разделе данной главы рассмотрены конструктивные требования к фю-
зеляжу, возможность получения оптимальной внешней формы и рекомендации
по методике проектирования фюзеляжа
Во втором разделе детально изложены вопросы проектирования пассажир-
ском кабины с целью получения ее эффективной компоновки Это важно для то-
го, чтобы при заданном уровне комфорта пассажиров фюзеляж вносит максималь-
но возможный вклад в экономичность самотета
Далее уделено внимание проектированию фюзеляжей грузовых самолетов,
для которых важны удельная плотность нагрузки, использование контейнеров и
поддонов, методы загрузки и разгрузки В заключительных разделах содержатся
указания касающиеся проектирования кабины экипажа и внешней формы фюзе-
ляжа
3.1. ВВЕДЕНИЕ
3.1.1, Назначение и конструктивные требования
Выбор оощей схемы самолета тесно связан с фюзеляжем, основные размеры ко-
торого должны быть оценены более детально Фактически фюзеляж представляет
настолько важный элемент общей конструкции, что его проектирование можно бы-
ло бы начинать до утверждения конфигурации самолета
Основное назначение фюзеляжа заключается в следующем
а) он представляет оболочку, содержащую полезную нагрузку, которая под
лежит транспортировке на заданное расстояние с заданной скоростью Должна
быть обеспечена быстрая затружа самолета до почета и разгрузка после полета
Конструкция фюзеляжа должна обеспечивать защиту от неблагоприятных фак-
торов, связанных с полетом (низкие температура, давление, высокий скоростной
напор). и внешнего шума при условии выполнения соответствующих мер
б) фюзеляж (чаще всего его носовая часть) является наиболее приемлемым
местом для размещения кабины экипажа,
в) фюзе тяж можно рассм ттривать, с одной стороны, как основной конст-
руктивный элемент, к которому крепятся другие части (крыло, оперение и в не-
которых случаях двигатели) и, с другой, как связующий элемент между полез-
ной нагрузкой и самолетом На некоторых самолетах часть этих функций
фюзеляжа выполняют хвостовые балки,
г) в фюзеляже размещаются самолетные системы и иногда двигатели, топ-
ливо и шасси
Установка самолетных систем не является юмой настоящей главы, но перво
начальное представление о размещении системы кондиционирования и вспомога-
тельной силовой хстановии в фюзеляже современного самолета дает рис 3 1
Мноще из требований, предъявляемых к фюзеляжу, ограничивают выбор
конструктора Приведенный ниже щлеко нс потный перечень определяет фак
горы, на которые необходимо обратить серьезное внимание, так как они влияют
на большинство конструкций
1 Сопротивление фюзеляжа должно быть небольшим, так как оно состав-
ляет 20--40% сопротивления самолета при нулевой подъемной силе При за
данном скоростном напоре сопротивление определяется главным образом фор
мои и площадью омываемой потоком поверхности При увеличении диаметра
71
www. vokb-la. spb .ru
Рис ЗЛ, Система кондиционирования самолета Хокер-Сиддли
«Трайдент»:
1 — регулируемые выходы, 2— выход на потолке кабины; 3 — па-
трубок вытяжки из кухни; 4 — патрубки индивидуальной вентиля-
ции: 5 — потолочные патрубки; 6 — регулятор в пассажирской ка-
бине; 7 — бачок для дренажа; 8 — вентилятор холодного воздуха;
9— предохранительные и впускные клапаны; 10—клапан впуска;
It — глушитель водоотделителя; 12 — вентиляция туалета, 13—
трубопровод подачи воздуха в кабину
экипажа, 14 — распределительный патру-
бок хвостовой части фюзеляжа; 15 — об-
дув пассажирских окон; 16 -вентиляция
отсека для животных; 17 — охлаждение
радиоотсека; 18 — вентилятор радиоотсека;
19 — клапан сброса; 20—предохранитель-
ный клапан; 21 — обдув остекления эки-
пажа; 22 — левый и правый распределительные патрубки; 23 — патрубок индивидуальной
вентиляции; 24 — клапаны расхода; 25 •— патрубок распределения воздуха по кабине; 26 —
привод клапана распределения воздуха по потолку; 27 — патрубок распределения воздуха
в передней части кабины
фюзеляжа на 10% общее сопротивление возрастает на 1,5—3%. Это означает
увеличение расхода топлива или уменьшение дальности, увеличение взлетной
массы, других составляющих сопротивления и т. д. «Лавинообразное» нараста-
ние массы зависит от типа операций, выполняемых самолетом, что, в свою оче-
редь, определяет целесообразность тех усилий, которые следует затратить на
достижение минимального сопротивления, В случае грузового нескоростного са-
молета при скромном его годовом налете (например самолет Шорт «Скайвэн»)
аэродинамическое совершенство форм может быть принесено в жертву удобст-
вами эксплуатации, например, в виде применения схемы загрузки через заднюю
грузовую дверь.
2. Конструкция фюзеляжа должна быть достаточно прочной, жесткой и лег-
кой, рассчитанной на достаточный ресурс, пригодной для контроля и обслужи-
вания.
В целях исключения усталостных разрушений герметичной кабины, на-
пряжения в обшивке должны быть небольшими, например не более 850 кгс/см2,
что составляет всего 30% от предела прочности алюминиевого сплава
А1 2024 ТЗ. Герметичная кабина обычно имеет правильную форму круглого се-
чения или состоит из отде, ьиых сегментов круглого сечения.
3. Эксплуатационные расходы зависят от того, как конструкция фюзеляжа
влияет на расход топлива и стоимость изготовления. В общем случае небольшой
и компактный фюзеляж кажется выгодным. С другой стороны, необходимо учи-
тывать, что конструкция и размеры фюзеляжа являются решающими факторами
для самолета как коммерческого изделия. Стремясь к компактной конструкции,
не следует забывать, что потенциальный покупатель отвергнет самолет, если на
нем нет достаточного комфорта и удобств.
72
www.vokb-la.spb.ru
4. Фюзеляж не просто несет оперение, он влияет па его конфигурацию. Де-
стабилизирующие моменты по тангажу и рысканию от фюзеляжа приблизительно
пропорциональны его объему, в то время как стабилизирующие моменты хвос-
тового оперения зависят в основном от длины хвостовой части фюзеляжа.
3.1.2. Сопротивление и оптимизация внешней формы
Длина / диаметр
Как это ни парадоксально, но фюзеляж — наиболее подходящий элемент само-
лета для оптимизации, — редко отличается идеальностью аэродинамической фор-
мы. Последними проектами самолетов, отражающими стремление к совершенст-
ву фюзеляжа, были самолеты Локхид «Констелейшн», «Эрспид Амбассадор» и,
в другой весовой категории, HFB «Ганза». Вопрос заключается в том, до какой
степени возможна и желательна аэродинамическая оптимизация внешней форх ы
фюзеляжа. Кроме вопросов оптимизации в широком смысле, которые постоянно
занимают конструктора, — какое расположение сидений лучше, где разместить
ба1ажиый отсек и т. п, — главными вопросами, на которые необходимо дать
ответ на этапе предварительного проектирования, являются слецующие:
1. Ставить ли целью получение идеально обтекаемой формы с минимальным
сопротивлением или удовлетвориться простой цилиндрической формой?
2. Следует выбирать фюзеляж большого удлинения или использовать корот-
кий фюзеляж?
На рис 3 2 показано влияние относительного удлинения фюзеляжа Хф (от-
ношение длины к диаметру) на сопротивление в виде коэффициентов сопротив-
ления фюзеляжа, отнесенных к трем различным параметрам: площади миделева
сечения омываемой (смачиваемой) потоком поверхности и объему в степени 2/3.
Кривые построены для полностью обтекаемого тела вращения с относительным
удлинением более 4 Те же самые коэффициенты даны также для фюзеляжа с
цилиндршт ской средней частью Предполагается, что при заданных величинах
лФ коэффициент сопротивления фюзеляжа по
омываемой поверхности примерно равен тако-
му же ко-ффициеиту обтекаемого тела. Из
данных графика можно сделать следующие вы-
воды.
1. Для очень удлиненной формы коэффици-
ент сопротивления по омываемой поверхности
приближается к величине сопротивления для
плоской пластины. При небольших значениях
?.ф значительно возрастает сопротивление дав-
ления.
2. Кривая коэффициента, отнесенного к
площади миделева сечения, имеет выраженный
минимум при Лф = 2,5 ... З.Для цилиндриче-
ской в средней части формы это сопротивление
значительно возрастает с увеличением Лф.
3. Кривая сопротивления, отнесенного к
объему в степени 2/3, имеет невыраженный
минимум для Л}, = 4 ... 6 и незначительно уве-
личивается с ростом удлинения. Относительные
удлинения менее 3 ведут к резкому повышению
сопротивления. Средняя цилиндрическая часть
практически не оказывает влияния на коэффи-
циент сопротивления для всех величин Хо-
тя цифровые значения на рис. 3 2 не примени-
мы ко всем формам фюзеляжей и не могут ис-
пользоваться при расчете сопротивлений, кри-
вые дают наглядную качественную картину, в
большинстве случаев справедливую. Значения
удлинений фюзеляжей на практике имеют
большой разсрос, так как на их выбор влияют
и другие факторы.
Рис. 3.2. Коэффициенты сопротив-
ления обтекаемых тел вращения на
малых скоростях для Re=107 и точ-
ки перехода в носовой части (кри-
вые рассчитаны в соответствии с
разд. F.3.4):
—коэффициент сопротивле-
ния, отнесенный к объему в сте-
пени 2/3; 10 Схои — коэффициент
сопротивления, отнесенный к омы-
ваемой поверхности; СХм — коэф-
фициент сопротивления, отнесенный
к площади миделева сечения; I —
цилиндрическая средняя часть
73
www. vokb-la. spb .ru
Рис. 3.3. Классификация форм фю-
зеляжей.
ti — фюзеляж с относительно боль-
шим объемом полезной нагрузки и
эффективной внутренней компонов-
кой (Дассо «Меркюр» 1 — встро-
енный трап; 2 —служебная дверь
(справа); 3 — пассажирский вход
(слева); 4 — аварийные выходы;
5 — ВСУ; 6 — заднп i грузовой от-
сек объемом J9 м~, вмещающий че-
тыре контейнера типа Боинг
727 плюс обычный груз и багаж, 7— гидравлический отсек; Я — отсек системы кондидио
пирования, 9— передний грузовой отсек объемом 15,5 м3. вмещающий пять контейнеров
типа Боинг 727; 70— отсек электрического и электронного оборудования; 7)— радиолока-
тор; б — грузовой самолет (Норд 2508) с хвостовыми балками и коротким хвостовым обте-
ателем фю геляжа; е — реактивный тренировочный самолет («Фуга Мажистер» i с неболь-
шой полезной нагрузкой; г—планер (Сигма Гляйдер), носовая часть фюзеляжа которого
и хвостовая балка спроектированы по различным аэродинамическим критериям
Хотя в самолетостроении редко повторяются стандартные решен ih, обсуж-
дения следующих четырех типов фюзеляжей (рис. 3.3) поможет тветнть на
вопрос о целесообразности с конструктивной точки зрения стремтения к идеаль-
ной форме или по крайней мере к достижению минимума одной из кривых на
рис. 3.2. На транспортном самолете (рис. 3.3, й) объем, предусмотренный для
полезной нагрузки, составляет 60—70% объема фюзеляжа. Форм i фюзеляжа в
.>том случае зависит от схемы размещения пассажиров или [руза.
Цилиндрическая форма средней части фюзеляжа используется по следую-
ц им причинам
а) значительно упрощается конструкция и изготовление;
б) обеспечена возможность получения эффективной внутренней компоновки
с малыми потерями объема;
в) возможны различные схемы размещения кресел;
74
www. vokb-la. spb .ru
Рис. 3.4 Сопротивление хвосто-
вого обтекателя добавленного к
цилиндрической средней части
фюзеляжа:
1 — заостренный обтекатель,
2 — скругленный обтекатель;
3 — составляющая сопротивле-
ния давления; 4 — сопротивле-
ние трения
г) возможно дальнейшее развитие схемы самолета путем удлинения фюзе-
ляжа
С увеличением длины фюзеляжа площадь оперения уменьшается, но только
до определенного момента. Для фюзеляжей с удлинением 12—15 возникают про-
блемы обеспечения жесткости. Аналитические расчеты в работе (3 3) показывают,
что решающим фактором при выборе оптимальной формы фюзеляжа скорее
является масса, а не сопротивление Этот вывод подтверждается упрощенной
кривой зависимости коэффициента сопротивления, отнесенного к объему в степе-
ни 2/3, от удлинения (см. рис. 3.2). Для удлиненных фюзеляжей необходимо
отмстить благоприятное влияние числа Ко на сопротивление трения
На пассажирских и грузовых самолетах возможности изменения формы фюзе-
ляжа лимитируются размещением нагрузки. Проектирование должно вестись по
схеме «от внутренней компоновки к внешней форме», и оболочка вокруг полезной
нагрузки должна выбираться по принципу обеспечения минимальной омываемой
поверхности и исключения по возможности срывов потока.
На грузовых самолетах (рис. 3.3, 6) основной задачей является загрузка и
разгрузка в продольном направлении. На самолетах небольших размеров загруз-
ка через носовую часть неприемлема из-за необходимости размещения кабины
экипажа изд фюзеляжем с увеличением миделева сечения.
Размещение грузовой двери в хвостовой части фюзеляжа, нагруженной опе-
рением и наддувом кабины, также связано с трудностями. В таких случаях может
оказаться целесообразным применение хвостовых балок (см подразд. 3.3 3), хотя
не исключены и другие решения. Длина фюзеляжа при этом выбирается настоль-
ко малой, насколько позволяют аэродинамические факторы, и его форма вылива
ется в короткое тупоносое тело. Хотя эта схема далека от оптимальной формы,
сна близка к условиям получения минимального сопротивления для заданной
площади миделева сечения, как показано на рис. 3.2 (например, самолет «Аргосм»
имеет Лф —4,85, самолет «Арава» Хф = 3,75) Рис. 3.4 подтверждает, что небольшая
величина относительного удлинения хвостового обтекателя фюзеляжа приводит
к незначи! ел иному приросту сопротивления. Следует, однако, иметь в виду, что
возмущение потока крылом в общем случае изменит эту картину в неблагопри-
ятную стерону Хвостовые балки на самолете «Арава», которые включают в се-
бя и гондолы двигателей, имеют удлинение, равное 14, что свидетельствует о
стремлении достичь при проектировании минимальной омываемой поверхности
Тренировочные и небольшие туристские самолеты (рис. 3.3, в) несут сравни-
тельно малую полезную нагрузку по отношению к размерам фюзеляжа и допуска-
75
www. vokb-la. spb .ru
Рис. 3.5. Примеры фюзеляжей
специальной формы:
а — самолет Сипа «Миниджет»
(1952 г.), удлинение фюзеляжа
3,3; б — проект фирмы Боинг
трансзвукового лайнера (Л1=
=0,95 . . . 0,98), построенного по
правилу площадей; в—сверх-
звуковой пассажирский самолет
Аэроспа сьяль-Б АС «Конкорд»,
удлинение фюзеляжа около 20
ют большую свободу в смысле размещения экипажа (пассажиров), двигателей,
оборудования и топлива.
Длина хвостовой части фюзеляжа будет в основном зависеть от желаемой
эффективности хвостового оперения. При расположении чченов экипажа рядом
удлинение фюзеляжа обычно составляет 6, для схемы «тандем» — достигает 8.
Интересным исключением является самолет Сипа «Миниджет» (1952 г., рис. 3.5, а)
с удлинением фюзеляжа 3,3, которое свидетельствует о стремлении получить ми-
нимальное сопротивление для заданной площади миделева сечения путем ис-
пользования хвостовых балок с оперением.
При проектировании планеров (рис. 3.3, а) основное внимание уделяется по-
лучению минимального сопротивления. Передняя часть фюзеляжа проектируется
с тенденцией выбора формы, соответствующей минимальному сопротивлению для
заданной площади миделева сечения кабины. Из рис. 3.2 видно, что это условие
соответствует кфП2,5...3. В отличие от рассмотренных выше примеров предполо-
жение о турбулентности пограничного слоя неприменимо к планерам. При выборе
формы фюзеляжа планера его можно рассматривать как тело вращения с лами-
нарным профилем, у которого пограничный слой становится турбулентным только
на некотором расстоянии от носовой части. В этом случае оптимальным считается
удлинение от 3 до 4. Длина хвостовой балки определяется плечом хвостового
оперения. Длинная хвостовая балка будет иметь небольшую омываемую поверх-
ность и сопротивление. При этом необходимо соразмерять массу и жесткость
конструкции.
Рассмотренные примеры оптимизации форм фюзеляжей ограничены скоро-
стью полета М=0,85. Они показывают целесообразность стремления к идеальным
обтекаемым фермам, если полезная нагрузка не диктует противоположное. При-
емлемая ферма фюзеляжа может быть получена в результате детальной прора-
ботки нескольких вариантов проекта с различными схемами размещения нагруз-
ки. Удлинение и форма фюзеляжа являются факторами, меняющимися в широких
пределах.
На скоростях больше М=0,85 фюзеляжи с обычными величинами удлине-
ния будут создавать волновое сопротивление. Поскольку в данной главе не рас-
сматриваются явления, происходящие на трансзвуковых и сверхзвуковых ско-
ростях, О1раничимся коротким обсуждением нескольких примеров. На рис. 3.5, б
показан проект трансзвукового транспортного самолета, на примере которого вид-
но, каким образом можно получить удовлетворительные данные по сопротивлению
до М—0,95...0,98 путем использования правила площадей в сочетании с супер-
критическим профилем крыла. Центральная часть фюзеляжа имеет поджатие,
которое при небольшой полезной нагрузке не создает проблем по внутренней
76
www.vokb-la.spb.ru
компоновке. Насколько выигрыш в скорости в 10—15 то компенсирует практичес-
кие недостатки этой формы, может показать только детальное исследование.
Полеты на сверхзвуковых скоростях требуют очень удлиненного фюзеляжа
для снижения волнового сопротивления до приемлемой величины. На самолетах
«Конкорд», Ту-144 н проекте самолета Боинг СТС 2707 выбраны соответственно
удлинения фюзеляжей 20; 18,5 и 18—25. Интересно отметить, что фюзеляжи са-
молетов «Конкорд» (рис. 3.5, в) и Ту-144 имеют цилиндрическое сечение.
3.1.3. Метод проектирования фюзеляжа
с цилиндрической средней частью
Приведенный ниже метод проектирования заимствован из работы [3.1] и приме-
-ним к шпрокофюзеляжному самолету с цилиндрической средней частью. В упро-
щенном виде он может быть использован для обычных пассажирских самолетов
с числом пассажиров менее 120 исходя из предпосылок, что весь пассажирский
салоп имеет цилиндрическую форму. Некоторые этапы метода, рассмотренные пи-
ле, справедливы и для грузовых самолетов, хотя во многих случаях решающее
значение для них будет иметь расположение грузовых дверей (см. подразд. 3.3.3).
1. Выбирается число сидении в ряд или размеры поперечного сечения груза
и намечг ется сечение, которое определит диаметр средней части фюзеляжа. Основ-
ные габаритные размеры фюзеляжа будут зависеть от размеров этого сечения.
2. Устанавливается форма поперечного сечения на основе некоторых извест-
ных данных (размеры сидений, шаг сидений, меры безопасности и т. п.). При ко-
личестве пассажиров 150—200 человек необходимо проработать схему размещения
кресел с двумя проходами; при вместимости самолета 500 человек и более целе-
сообразна двухпалубная схема фюзеляжа. Определяются критические точки, ко-
торые лимитируют внутренние размеры кабины и грузового отсека. Вокруг них
износится круглый контур или контур из правильных сегментов («двойной пу-
зырь», плоский низ).
3. Определяется внешний контур сечения, исходя из минимальной толщины
•стенок (обшивка, шпангоут, внутренние панели и т, п.).
4. Чертится продольный вид фюзеляжа с носовой и хвостовой частями, вклю-
чая кабину. Эти части не имеют цилиндрической формы. Они вмещают меньше
•пассажиров в единицу объема, чем цилиндрическая часть, и должны быть по воз-
можности короче. Некоторые рекомендации по этим вопросам даны в разд. 3.5.1.
5. Объемы носовой и хвостовой частей вычитаются из общего объема полез-
ной нагрузки. Оставшуюся основную часть объема полезной нагрузки правильной
«формы можно считать установленной
6. По общим видам фюзеляжа сбоку и спереди уточняются следующие де-
тали:
основные размеры кабины экипажа;
размеры и размещение дверей, окон, аварийных выходов, объемов, необходи-
мых для посадки, высадки и аварийной эвакуации;
хвостовая часть фюзеляжа, которая не должна создавать неприемлемых гео-
метрических ограничений при повороте фюзеляжа на взлете или при посадке;
места установки центроплана крыла, узлов крепления двигателей, механизмов
уборки и выпуска шасси, агрегатов систем кондиционирования и наддува, элек-
трической системы, электронного оборудования и т. п. в соответствии с их на-
личием;
объемы под полом для груза или багажа. При недостатке объема может быть
изменена форма поперечного сечения («двойной пузырь»), увеличен диаметр, под-
нят пол кабины, изменена схема размещения сидений и т. д.
7. Если первые прикидки не дают желаемого результата, или когда необхо-
димо проанализировать несколько вариантов, процедура повторяется с п. 1 столь-
ко раз, сколько необходимо.
Целесообразно также проверить возможность компоновки проектируемого
фюзеляжа в вариантах применения самолета с различным классом сидений, в гру-
зопассажирском * и грузовом вариантах.
• Самолет с размещением пассажиров и груза В основной кабине.
77
Метод проектирования, из тоже шый выше, носит предварительный характер,
1 огда Muonic данные, такие ак размещение корневом части крыта еще неизвест
иы Например, неб ы оприятая центровка может привести на бо тес поздних эта
пах к пг| Скомпоновке полезной нитруй и Предварительный проект фюзеляжа
выполняется па чертежной доске, i оскольку апа штических методов проектирова
пня крайне на ю в литературе Они oiрапичиваются исследованием влияния фирмы
фюзе тяжа на массу пустого самолет з п сопротивление, и хотя дают положитеть
ные резу тьтиты, по пе всетда тотные Коомс того, важно у штывать такие факторы,
к тк комфорт, легкий доступ, посадку и высадку пассажиров связь формы фю
зеляжа с общей схемой самолета Эти аспекты имеют большое в шяпие i а эко
номику симо юта, хотя эго влияние нельзя выразить количественно Эксплуата
ционная jhonoMHKa настолько важна, что разработчик обычно строит один или
несколько макетов фюзеляжа прежде чем принять окончательное решение Раз
работке шиерьера кабины в дальнейшем проводит отдельная конструкторская
бригада но основные моменты кох поковки закладываются при предварительном
проект рев алии
3 2 ФЮЗЕЛЯЖИ ТРАНСПОРТНЫХ САМОЛЕТОВ
И САМОЛЕТОВ ОБЩЕГО ПОЛЬЗОВАНИЯ
3.2.1. Комфорт и плотность полезной нагрузки
Хотя пасса виры еудят об удобствах самолета ио своим вкусам, существует ряд
минималы ых требований, подлежащих выполнению На комфорт в самолете
ь (ияют в основном следующие факторы
а) I онс 1 рукция сидении и схема их размещения Под этим подразумевают
в первую очередь сте? ень регулирегки сидений и пространство для ног,
б) об цее эстетическое впечат юние от интерьера салона, особенно впечатле
пье простора при oi раничениых рагмерах
в) на. ичие поостранства для перемещения пассажиров в кабине,
i) климат кабины температура, влажность, отсутствие сквозняков регу ли
руемая подача воздуха Важно оц'аничивать скорость изменения дав юния в
кабине прием юными пределами
д) тум в кабине или уровень пума мешающий нормальному разговору, и
наличие резонансов,
е) перегрузки как нормальные к траектории полета, так и в поперечноУ! на
правлении при торможении Крохе внешних погодных факторов комфорт зави
сит от конструкции крыла и упруюсти фюзеляжа,
ж) положение самолета при наборе высоты и спуске
з) продолжительность полета,
и) чисто и удобство подхода к туалетам, чисто умыва тьников, салонов
(если они есть) и дру)их спецпопещении
к) служба стюардесс, развлечения в помете питание и т п
Конструктор самолета может изменять только некоторые из этих факторов,
например объем фюзеляжа, параметры конструкции крыта влияющие на пере
грузки (удельная нагрузка на крыто относительное удлинение, угол стретовид
ности) Другие факторы, такие как кондиционирование и наддув звукоизотщи»
и т п , рассматриваются на более поздних этапах проектирования Конструктор
не имеет прямого отношения к вопросам обслуживания в полете хотя он дол
жен предусмотреть объемы для туалетов кухонь, гардеробов На рис 3 6 изобра
учены располагаемые объемы на пассажира в самолете, го сравнению с объемами
в друшх визах транспорта График показывает зависимость степени комфорта от
объема, приходящегося на пассажира и среднего времени движения
У самолетов существует раз пшие по классам или стоимости билета Любая
попытка повысить степень комфорта путем увеличения объема кабины приведет
к росту размеров фюзеляжа и эксплуатационных расходов Международные со
глашенпя и конкурс щия не позволяют компенсировать эти расх оды увеличешем
стоимости билета На загруженных линиях, в условиях сильной конкуренции уве
личение объемов иногда бывает выгодным Статистические данные (рис 3 7) по
называют что для самолетов с взлетной массой ботее II 000 кг плотность по юз
ной нагрузки мало зависит от размера самолета Для большинства современных
транспортных самолетов она составляет 80—90 кг/мэ, а для серии широкофюзе-
78
www. vokb-la. spb.
Типичное время движения ,ч
Рис 3 6 Объем, приходящийся на пассажира и дзительность движения для разных видов
транспорта
1— метро (часы пик} 7—почтовый вагон, 3 — личный автомобиль 4 — автомобиль 5 —
автобус дальнего следования 6 — переполненный вагон 7 — метро, 8 — пассажирский ва
гон 9— транспортные самолеты первого класса 10— сверхзвуковые транспортные самолс
ты II — современные реактивные самолеты, 12—винтовые самолеты, 13 — объем человс
ка 14—метро (максим1льная вместимость)
ляжных самолетов (Боинг 747 Дуглас DC 10 Локхид L 1011 Эйрбас А300В) —
70 кг/м3
J небольших самолетов коротких линий с массой до 11 000 кг конструктив
ные данные которых меняются в весьма широких пределах, плотность нагрузки
состав 1яет 80—200 кг/м3 и даже 220 кг/м3, как например на самолет Бриттен
Норман BN 2А На iрафике даны значения для средней плотности полезной на
грузки без разделения ее на пассажиров, багаж или груз Это обстоятельство бу
дет обсуждаться более подробно в подразд 3 2 5 при определении размеров грх
зовых отсеков
Рис 3 7 Эквивалентная плотность
полезной нагрузки
1 — транспортные самолеты, один
проход 2— два прохода 3 — само
лет11 местных линий с проходом
4 — б^з прохода, 5 — администра
тивные самолеты
о 1 гг-4
сг-2 □ 5
А 3
(О3 1Й5 5*tC5
Максимальная взлетная масса, кг
79
www. vokb-la. spb .ru
Рис. 3.8. Конфигурации сечений фюзеляжа, прорабатываемые фирмой Дуглас (The Aeroplane,.
Aug,, 4, 1966):
Некоторые варианты сечений, которые рассматривались фирмой Дуглас для проекта боль-
шого самолета, и сечения современных самолетов. Основное требование—перевозка кон-
тейнеров размером 2.4Х2.4 м. Средние сечения в нижнем ряду могут быть круглыми без.
верхних наростов, обозначенных пунктиром
3.2.2. Конструкция кабины
Поперечное сечение. Первым шагом является выбор числа сидений в ряд На
рис. 3 8 показано несколько сечений, проанализированных фирмой Макдоннел
Дуглас Эйркрафт при разработке конструкции очень большого транспортного
самолета, который мог эксплуатироваться и как грузовой самолет Когда создает-
ся самолет такого типа, исследуется несколько конфигураций. Размер сечения
зависит от таких деталей как размер сидений (подразд 3 2 3) и ширина проходов
(рис. 39 и 3.10). FAR 25 817 ограничивает число сидений с каждой стороны про-
хода тремя, поэтому при установке более шести сидений в ряд конструктор дол-
жен предусмотреть два прохода Минимально допустимая ширина прохода для
транспортных самолетов оговорена Нормами летной годности FAR 25.817 (см
рис. 3 9). Для обеспечения свободного пространства для головы пассажира внут-
ренняя стенка кабины должна находиться на расстоянии 0,2—0,25 м от условной
точки положения глаз пассажира, т. е. за пределами окружности, проведенной
радиусом 0,2—0,25 м из этой точки Герметичные кабины имеют круглые сечения
или форму, составленную из правильных сегментов с различными радиусами (см ,
например, рис. 3.11).
При отсутствии багажного отделения под полом низ фюзеляжа может быть
плоским. Это иногда делается при высоком расположении крыла (Фоккер F-27)
для сокращения высоты шасси. Внешний диаметр фюзеляжа определяется путем
прибавления J0 см на толщину стенок к внутреннему диаметру. Статистика пока-
зывает, что размер самолета мало влияет на толщину стенок герметичной кабины,
хотя существуют, конечно, отклонения.
На самолетах только с герметичной кабиной экипажа и негерметичным фю-
зеляжем применяются прямоугольные со скруглением, эллиптические и овальные
формы сечения. При оговоренных внутренних размерах это ведет к Мининатьной
площади миделева сечения. Для этой категории самолетов толщину стенки можно
принять равной 2% из ширины фюзеляжа плюс 25 мм
Результаты изложенного метода можно сравнить с рис. 3.12, на котором пред-
ставлены данные для современных самолетов, показывающие зависимость шири-
ны сечения фюзеляжа от «общей ширины сиденья».
Размещение сидений и размеры кабины. Для повышения гибкости внутренней
компоновки кабины сиденья устанавливаются в направляющих рельсах, утоплен-
80
www. vokb-la. spb ,ni
Числе сидений A min, мм Втш.ми
10 или меньше 305 381
11- 13 305 508
20 и больше 381 508
Рис. 3.9. Минимальная ширина прохода на пассажирском самолете (FAR 25.815, BCAR D4-&
§ 5.2.6)
Е
t?
rt
Рис. 3.10. Статистические данные =
по размерам проходов: £,
1 — транспортные самолеты, один £
проход; 2— два прохода; 3— само- х.
лети второстепенного значения;
4—99% пассажиров имеют рост
менее 191 см; 5«— контейнер высо
той 2,4 м; 6 — поддон высотой
2,^5 ।
Число сидений, туристский класс
дАС-т
Боинг 7bl
Рис 3.11. Примеры типичных сечений фюзеляжа транспортных самолетов (размеры в м)
82
ных в полу. Стандартные рельсы обес
почивают регулировку шага установки
кресел (т. е. продольного расстояния
между соответствующими точками двхх
рядов кресел) с приращением 25 мм.
Шаг кресел связывают с классом
пассажирского оборудования. В настоя
щее время терминология авиационных
стандартов по комфорту и классу ком-
поновки салона несколько запутана
вследствие неупорядоченности процесса
развития сферы обслуживания.
До I960 г. уровень комфорта пер-
вого класса предусматривал шаг сиде-
ний 1016 мм. Под давлением авиаком-
паний, которые уменьшили стоимость
билетов на специальные рейсы («воздуш-
ный автобус»), в 1952 г. был введен ту
ристский класс компоновки салона. Раз-
ница заключалась не только в шаге кре
сел (он был уменьшен до 964 мм), но и
в увеличении числа сидений в ряду и из-
менении питания в полете В 1959 г. ту-
6
5
4
3
2
1
0 1 2 3 4 5
а * число сидений в ряд,м
ристский класс был заменен экономпчес
ким классом с шагом сидений 863 мм
В настоящее время термины «турист-
ский», «экономический», «воздушный ав-
тобус» используются без объяснений
разницы между ними. Существует также
компоновка «повышенной плотности» с
шагом сидений 740—762 мм. Некоторые
авиакомпании предпочитают использо-
вать вместо этого также термин «экономический класс», чтобы избежать отри-
цательной реакции пассажиров.
В качестве руководства можно использовать следующие значения шага си-
дений по классам
Рис. 3.12. Зависимость ширины фюзеляжа
от обшей ширины сиденья:
1 — без прохода; ’ — один проход, один
подлокотник или без подлокотников; 3—
один проход; 4 — два прохода; 5 — транс-
портные самолеты; 6 — административные
самолеты; 7 — самолеты местных линий,
один подлокотник или без подлокотников
первый класс — 964—1018 мм;
туристский, экономический —863—910 мм;
высокой плотности, экономический— 762—810 мм
Комфорт пассажиров кроме шага зависит от ширины кресел и продолжитель-
ности полета. Другим важным фактором является число кресел в ряду: пассажи
ры не очень любят строенные сиденья.
Расстояние от стенки кабины до первого ряда ш дений должно быть доста-’
точным для размещения ног пассажиров с учетом наклона спинок сидений. Fro
величина обычно составляет 1018 мм. Дополнительное место необходимо в райо-
не расположения аварийных выходов (см подразд. 3.2.4)
В нормальном крейсерском полете пол кабины должен быть горизонтальным,
хотя это и не всегда возможно на небольших самолетах. На больших самоле
тах в связи с перевозкой питания на тележках горизонтальный пол особенно ва-
жен. Прочность пола должна быть рассчитана на вариант высокой плотности
загрузки. Допустимые нагрузки на пол лежат в пределах 350—500 кге/м2 для
пассажирских и 1000 кге/м2 для грузовых самолетов. Толщина пола обычно со-
ставляет 5% диаметра фюзеляжа. Суммарная площадь пола определяется по
общему виду фюзеляжа. Статистика показывает, что нормальные самолеты
имеют удельную площадь 0,6 м2 на пассажира и 0,7 м2 на широкофюзеляжных
самолетах в туристской конфигурации.
После размещения сидений, туалетов, кухонь, гардеробов и багажных отсе-
ков определяется положение передней и задней перегородок кабины. Полученные
данные можно сравнить со статистическим и, изображенными на рис. 3 12 и 3 13
Зная поперечное сечение фюзеляжа и остальные размеры, можно приступить к
83
www. vokb-la. spj/ru
... _ число сидений /
Шаг сидении х-----------------------М /
числа сидении в ряд /
3 4 5 6 8 10 20 40 60 80 100
Тис. 3.13. Статистические данные по длине кабины:
1 — кабина; 2 — кабина экипажа; 3 — грузовой отсек в кабине; 4— груз частично разме-
щен в кабине; Б — грузовое помещение под полом
вычерчиванию общего вида пассажирской кабины при виде сверху и
сбоку.
Пример компоновки кабины приведен на рис. 3.14 Дополнительные данные,
необходимые для компоновки, рассмотрены ниже.
3.2.3. Пассажирские сиденья
Предварительное проектирование основывается на определенном типе сидений
с учетом того, что авиакомпании предъявляют собственные требования к интерь-
еру самолета. В настоящее время пассажирские сиденья, данные по к торым
представлены на рис. 3.15 и в табл. 3.1, разделяются на следующие классы*
люкс—шаг сидений 950—1070 мм; нормального типа — шаг 810—920 мм; эконо-
мический — шаг 710—790 мм.
Сиденья люкс применяются в салонах первого класса, экономический класс —
при компоновке с высокой плотностью загрузки. Однако четкого соответствия по
степени комфорта между классами компоновок салонов и приведенной выше клас-
сификацией сидений не существует
Сиденья можно классифицировать также по ширине расстояния между под-
локотниками (размер а на рис. 3.15) следующим образом: люкс — п=480 мм;
нормального типа—а==435 мм; узкие — а=405 мм.
Ширина сидений 480 мм соответствует примерно первому классу на больший
стве пассажирских самолетов, но используется также в туристском варианте на
широкофюзеляжных самолетах. Последний тип самолета позволяет при использо-
вании ширины сидений нормального типа установить дополнительный ряд. В рабо-
те [3.9] приведено более детальное разделение сидений в соответствии со стан-
дар ами, используемыми на международных и местных линиях. Сиденья самоле-
тов дальних авиалиний часто отличаются повышенным качеством отделки, что
несколько увеличивает их массу. Изложенное выше применимо к самолетам
84
www. vokb-la. spb ,ni
Рис. 3.14. Схема компоновки кабины самолета Дуглас DC-10 смешанного класса, рассчи-
танной на 270 пассажиров (222 сиденья по 8 в ряд с шагом 86 см и 48 сидений по 6 в ряд
с шагом 97 см):
/ — сиденья бортпроводников; 2 — входные двери 81X193 см; 3 — входные двери 107X193 см
4— гардеробы; 5 — туалеты; 6 — кухни
Примечание. Все двери являются одновременно аварийными выходами.
нормальных маршрутов. Для других типов самолетов полезно отметить сле-
дующее.
Небольшие самолеты на маршрутах второстепенной значимости, местных
воздушных линий и соединительных линий с коротким временем полета предус-
матривают применение сидений без подлокотников с шагом 760—810 мм.
Рис* 3.16. Обозначения размеров сидений
85
Размеры сидений по данным фирм разработчиков (Hrght 1 nt , July 8, 1965)
Обозначения | на рис 3 15 Единицы измерения Класс стсний
ЛЮКС нормальный экономический
1 а см 51 (47-53) 43,5 (42,5—4а) 42 (40,5- 43,5)
120 (117—123) 102 (100—105) 99 (97 102)
1 — 152 (150 160) 145
, 1 7 55 5
h 107 (104 112) 107 (104 -П2) 99 (92—104)
k » 43 45 45
гп 20 22 22
1 п » Обычно 8! (61 ЧС)
i Р,ршах 41/102 69/95 66/90
K'aitiax град\с 15/45 15'38 15/38
* Индекс обозначает число сидений, объединенных в ряд
Примечания. 1. Представленные данные не являются стандартными Статнстн
чсский разброс размеров дай в скобках
2 На шнрокофюзеляжных самолетах применяются сиденья туристско-экономического
класса, которые измеют размеры а = 48, Ьз — 168, h — 109 см В варианте компоновки са-
лона с повышенной плотностью загрз'зки используются енденья нормального класса
3 На второстепенных самолетах обычно применяются сиденья с одним подлокотником
или без подлокотников с размерами а — 42, h = 89 к р = 66 см
Административные самолеты имеют разнообразную внутреннюю отделку с
различными размерами сидении Встречаются сиденья С шириной 600 мм между
подлокотниками и шагом 860 920 мм Для перевозки пассажиров шаг сидений
уменьшается до 760 мм и добавляется трехместное сиденье в хвостовой части
кабины
Самолеты личного пользования не имеют прохода между сиденьями, для
них имеет значение ширина кабины, а не сидений Принимая среднюю ширину
плеч пассажира 510 мм, зазор до стенок и между сиденьями 50 мм, получаем
ширину кабины 610 мм для схемы кабин «тандем» и 1170 мм при расположении
пассажиров рядом Ботее узкая кабина создает неудобства
Сиденья и уз ты их крепления рассчитываются на массу пассажира 77 кг
Критическим случаем их расчета являются условия аварийной посадки В Нор-
мах летной годности выдвигаются следующие требования по расчетным пере-
грузкам сидений
+ял- ~п х ~пу +пу nz
FAR 25 561 ....................... 9 — 2 4,5 1,5
BCAR D3 8 ....................... 9 1,5 4,5 4 2,25
В соответствии с FAR 25 785 узлы крепления сидении должны иметь допол-
нительный коэффициент запаса, равный 1,33
Статистика массовых данных сидений приведена в табт 3 2
3.2.4. Аварийные выходы, двери и окна
Ниже приведены положения из Норм летной годности, содержащие основные
данные, необходимые на этом этапе предварительного проектирования Опп не
имеют юридической силы, и действительные требования необходимо рассматри
вать дополнительно
86
www. vokb-la. spb ,ni
Таблица 32
Массовые данные типичных сидений
Классы сидении Средние н татыые линии, м Короткие линии, кг
Лк KL
одиночные 21,3 18,1
сдвоенные .31,8 27 2
Нормальный 13,6 10
одиночные
сдвоенные 25 6 19
строенные 35 4 19
однночн ые ю ч 9,1
Экономический
сдвоенные 21 3 17 7
строенные 29 9 27,2
Местных линии — J 7,7
одиночные
С1ВОСНПЫС — 13 >
Облегченные 64
Сихечья бортпроводников 8.2 6.4
Примечания 1 Сиденья административных самолетов
одиночные для очень важной персоны — 22,7 кг
нормальные — 18 I ki
для небольших самолетов- 14,5 кг
2 Катапультные кресла тренировочных самолетов имеют установочную массу 68 кг
Пассажирский самолет, сертифицируемый по FAR 25 и BCAR часть D (см.
FAR 25.807—813 и BCAR, разд. D § 5, гл. D 4—3).
Аварийные выходы разделяются на четыре типа, особенности которых даны
на рис 3 1b и в табл 3 3 Тип I и II размещаются на \ровне пола кабины, если
тип II не над крылом Типы HI н IV размещаются над крылом Требования к под
фюзе 1яжным и хвостовым аварийным выходам сокржатся в FIR 23 807
Минимальное чисто выходов оюворено табт 3 4 Самолет, вмещающий боть
ше пассажиров чем указано в таблице, должен отвечать специальным требова
ниям Нормы FAR в этом случае требуют наличия аварийного выхода типа А
размером 107X183 см2 Более детальное описание требований по размещению
аварийных выходов, их доступности, наличию трапов и т п. дано в FAR 25 807
В случае невозможности расположения аварийного выхода над крылом, на-
пример на высокоплане, аварийные выходы типа III в IV должны быть вмене-
ны на выходы типа III, как показало в табт 3 4 При возникновении трудностей
по выполнению этих требований необходимо обратиться к перечню исключений,
приведенному в FAR 25 Дополнитель
ные требования относятся к самолетам,
сертифицируемым ,на случаи аварийной
посадки на воду (FAR 25 807, § 1) На
самолетах должен быть обеспечен бес-
препятственный подход к аварийным
выходам, ширина подхода оговаривается
нормами BCAR и должна быть не менее
510 мм для аварийных выходов типов
I и II
В работе [3 4] рекомендуются сле-
Д\ ощие размеры подходов для аварий-
ных выходов тип I — 900 мм, тип II
510 мм, типы III и IV — 460 мм
Эти размеры повлияют на шаг кре-
сел, размещенных в районе аваринного
выхода, и, следовательно, на общую дли-
ну кабины
Самолеты, сертифицируемые по
FAR 23. В нормах летной годности
Рис 3 16. Классификация аварийных выхо-
дов
87
www. vokb-la. spb .ru
Таблица 33
Классификация аварийных выходов
Классификация ВШ1П’ ЫЧ Яш1л- мм ^min мм Максимальная высота ступеньки
и размещение аварийных по FAR 25 807 (см рис ВЫХОДОВ 3 10) внут ренней h\ мм внеш ней ha мм
I на уровне пола 610 1219 (1/3) в . —
на уровне пола II 508 1118 (1/3) в -—
выше уровня крыла III над крылом 508 915 (1/3) в 254 508 432 686
IV над крытом 483 667 (1/3) в 737 914
Таблица 34
Минимальное число пассажирских аварийных выходов по F^R 25
Количество сидений (исключая сиденья обслуживающего персонала) Число аварийных выходов на каждой стороне фозеляжа
Тип I Тип II Тип III Тип IV
1—10 i -— 1
11—19 -—«j — 1 —
20—39 — 1 1
40—о9 1 — — 1
60—79 I — I ‘—-
80—109 1 —- 1 1
110—139 2 — 1 —
140-179 2 — 2 —*
Примечания I Нормы BCAR отличаются от FAR25 тем что для I—10 пасса-
жиров требуют наличия выхода типа III по обеим сторонам фюзеляжа Два выхода типа
I и II требуются при числе пассажиров от 180 до 219
2 При большем числе пассажиров руководствуются специальными нормами и пра-
вилами
3 Необязательно располагать выходы напротив друг друга Они должны устанавли-
ваться в соответствии с распределением пассажиров
4 Вместо одного выхода типа III можно применять два типа IV
5 Классификация аварийных выходов дана в табл 3 3 и на рис 3 16
FAR 23 807 дословно приводятся следующие требования к аварийным выходам
«Число и размещение Аварийные выходы должны быть размещены
таким образом, чтобы обеспечивать эвакуацию при любом возможном потоже-
нии самолета посте вынужденной посадки Самолет должен иметь по крайней
мере следующие аварийные выходы
(1) На всех самолетах, за исключением самолетов, у которых все двигатели
установлены по осн фюзеляжа и которые имеют число сидений пять и менее,
должен быть по крайней мере один аварийный выход на стороне, противополож-
ной главному вхоту, сертифицируемому в § 23 783
(2) Резервный пункт
(3) Если кабина экипажа отделена от пассажирской перегородкой с двсоыо,
которая может блокировать выход экипажа при несильном ударе в процессе вы-
нужденной посадки в кабине экипажа должен быть самостоятельный выход
Чисто выходов, отовариваемых подпараграфом (1) настоящего параграф} долж-
но определяться в этом случае отдельно для пассажирской кабины на основании
ее вместимости
Тип и принцип действия Аварийные выходы должны быть выпол-
нены в виде подвижных окон, люков или дверей которые обеспечивают беспре-
пятственное прохождение эллипса с размерами 483X660 мм Кроме того аварий-
ный выход должен
88
www. vokb-la. spb .ru
(1) быть легко доступным и пе требовать больших усилий д 1я открытия,
(2) способ открытия должен быть простым и очевидным,
(3) иметь обозначения и оказания для его нахождения и приведения в дей-
ствие даже в темноте,
(4) иметь конструкцию не допускающую в разумных пределах его заклини-
вания при деформации фюзеляжа,
(5) на акробатических самолетах обеспечивать возможность быстрого ава-
рийного покидания самолета каждым членом экипажа с парашютом в диапазоне
скоростей от Vc до Vmax max, где Уе — скорость сваливания самолета с выпх-
щенными закрылками и Утах та< — расчетная предельная скорость
Испытания Соответствующее функционирование каждого аварийного вы-
хода должно быть подтверждено испытаниями
Двери и окна Если дверь сертифицируется в качестве аварийного выхода,
она должна иметь ширину не меньше соответствующего аварийного выхода
Дверь являющаяся одновременно аварийным выходом типа А, должна поэтому
быть шириной не менее 1070 мч
При количестве пассажиров 70—80 человек достаточно одной двери Две
двери считаются достаточными при числе пассажиров до 200 Входные двери
размещаются на левом борту, вспомогательные двери по обслуживанию самоле-
та— на правом Широкофюзеляжные самолеты составляют исключение и име-
ют входные двери с двух сторон Желательно размер дверей делать не менее
1,8x0,9 м2, по это трудно выполнимо на небольших самолетах Шаг расположе-
ния окон не всегда определяется шагом сидений, а часто зависит от шага шпан-
гоутов фюзеляжа Средней величиной считается шаг 0,5 м тля окон и шпан-
гочтсв В герметичной кабине окна имеют круглую, квадратную со скруглениями,
э I иштпческмо и овальную формы Их центр располагается на расстоянии 0,95 м
над уровнем пола На небольших самолетах в местах стыковочных узлов
крыла должны устанавливаться основные силовые рамы и это повлияет
на расположение окон и дверей Доступ к посадочным и вспомогательным две-
рям и люкам должен обеспечиваться как изнутри, так и снаруж! Например,
расстояние между крылом и двигателем, установленным на фюзеляже, должно
быть дослаточным для прохождения тележек с питанием и грузопогрузчиков
3.2,5. Грузовые отсеки
Технические требования нс всегда оговаривают количество перевозимого гру
за Требования авиакомпаний изменяются в широких пределах в зависимости от
сида перевозок, которые они выполняют, поэтому целесообразна консультация
с потенциальными покупателями самолета При недостатке времени можно вос-
пользоваться упрощенным методом быстрой оценки, приведенным ниже Он ос-
новывается на следующих предположениях
1 Ограничения по объему и массе полезной нагрузки (для прочности кон-
стрхкции) одинаковы
2 Масса пассажира равна 77 кг (см BCAR, разд D гл D, 31, § 3 4)
3 Масса багажа одного пассажира составляет 16 кг на коротких линиях и
18 кг на дальних
4 Коэффициент загрузки самолета составляет 85%, т е 15% объема те-
ряется
5 Средняя плотность груза равна 160 кг/мг и багажа 200 кг/м3
Пренебрегая потерями объема на грузовые люки, можно вывести следую-
щие соотношения
Объем грузового отсека равен 0 0074 м на 1 кг полезной нагрузки минус
0 59 м1 на пассажира Это выражение можно использовать для получения огра-
г именной по объ му полезной нагрузки *
Максимальная полезная нагрузка равна 136 кг на 1 м3 объема грузового
отсека п пос 80 кг на каждого пассажира
Приведенные зависимости приемлемы на этапе предварительного проектиро-
вания, но применимы не ко всем самолетам В одних случаях су дествуют объ-
* Это понятие объясняется в подразд 8 2 2
89
смпые ограничения но нагрузке, в то время как прочность конструкции допуска-
ет перевозку грузов большей массы. В других — ограничение накладывается раз-
ностью между максимальной массой незаправленного топливом самолета и
массой пустою самолета Для гражданских самолетов это ограничение нежела-
тельно. Грузовые отсеки, расположенные под полом, должны иметь полезную
высоту не менее 500 мм, а при необходимости работы в отсеке обслуживающего
персонала их высота должна быть более 900 мм. Это трудно выполнимо при
диаметре фюзеляжа менее 3 м, поэтому часто выбирается сечение фюзеляжа
«двойкой пузырь» или грузовой отсек размещается над полом
В целях ограничения перемещения ЦМ может оказаться выгодным разме-
щение грузовых отсеков впереди и за крылом Небольшие двухдвш ательные са-
молеты иногда имеют багажные отделения в носовой части фюзеляжа или в
гондолах двигателей. На больших транспортных самолетах с герметичной каби-
ной грузовые отсеки и багажные помещения также герметизируются, хотя тем-
пература в них может быть ниже, чем в кабине. К ним должен быть обеспечен
доступ через люки или они должны быть расположены близко к дверям При
расчете требуемого объема необходимо учитывать его потери н районе
люков
Для очень больших самолетов проектирование грузовых отсеков рекоменду-
ется выполнять под размещение универсальных контейнеров, распространенных
на широкофюзеляжных самолетах, соответствующие размеры контейнеров даны
на рис. 3 20
3.2.6. Сервисные помещения
Несмотря на соглашение авиакомпаний, входящих в ТАТА, относительно степе-
ни комфорта при обслуживании пассажиров отдельные авиакомпании имеют
собственные точки зрения на эту тему. Результаты проработки этого вопроса
должны быть получены до начала проектирования кабины и включены в требо-
вания на самолет. Примером такой проработки являются данные в ра-
боте [3 9]
Кухни, туалеты и гардеробы Данные по количеству и размерам сервисных
помещений обобщены в табл 3.5 Они заимствованы из стандартных требований
и не обязательны для индивидуального заказчика. Компоновка кабины в этом
смысле должна быть гибкой
С эстетической точки зрения туалеты должны размещаться так, чтобы их
не было видно из кухонных помещений. К ним должен быть свободный доступ,
при наличии на самолете салона первого класса желательно иметь отдельный
туалет для него. Туалеты обычно делаются стационарными и в силу своей спе-
цифики являются составной частью конструкции самолета. В размещении и уст-
ройстве туалетов возможности изменений ограничены Рекомендуется устанав-
ливать их в передней и задней частях кабины с меньшим влиянием на возмож-
ные варианты компоновки Разрешается размешать туалеты в плоскости винтов.
На широкофюзеляжных самолетах допускается расположение кухни под полом.
При обслуживании, загрузке и разгрузке самолета между полетами выполняют-
ся следующие сервисные операции'
заправляется свежая вода;
удаляются остатки пищи из кухонь и восстанавливается запас продуктов;
очищаются туалеты;
очищается кабина;
рагружается и сгружается батеж пассажиров.
Необходимые для этого аэродромные машины, тележки, лестницы и т. п не
должны мешать друг другу, что требует тщательной планировки размещения
дверей и точек обслуживания, особенно на больших самолетах Пример такой
планировки приведен на рис 3 17
Системы кабины Каждый пассажирский самолет должен быть оборудован
системой вызова бортпроводника, освещением, вентиляцией (управляются пас-
сажиром), полками и местами для ручной клади. Для высот крейсерского поле-
та более 7620 м необходима кислородная система (см FAR 91 32).
Обслуживающий персонал. Минимальное количество бортпроводников ого-
ворено Нормами легной годности (FAR 91.215); количество обслуживающего
90
Число и размеры сервисных помещений на некоторых самолетах
www. vokb-la. spb .ru
ардеробы У <> X ** <л — —1 4—0 СО го to_co ’’F to Q0 СЪ С*Э <£> о о О©" QCO о' XX хххххх — L*U?C -—ОД О СГ СО СР сд О * — о J2o-<S6 to од> ОД> — од од од о ОД' од ОД> од; ст, ООДОДЮ.О'г^ОД ОД ♦sjinOg>lDI4M —«’аГо © —.’о"о о /со ^'о <з ХХХХХХХ х §ХХхХХ шю'пемч' — «й “ ст; со с।50 00 свсоемсч -фсч Е -с «; - - -- О о 1 делена из рас- ольной формы.
число -4— 1 — —< — । ем ~ ei <м । — | । ci ci — tJ- ci rj С н прямоуг
X3V еЛ1 ЕН 80(J И Ж РЭЭГН О1ГЭН11 од од од од од од од од о од* о О г- о одз о од ос од г- сч r-v од с — СЧ _ ОД ОД ОД Р1 — ОД ОД Ю со ОД uo LO l"~ xj’ LC ОД ОД О] ОД lD ОД о о г сс Г* - 4W? не всегда
Туалеты У X to to — ОД СР < ОД: ОД to — О ОС — с*\ О; £1 to О> to 02 Г" — — т Ф — ("- СР О0 4— 1- С to г- 1- Г- 00 <Й со СЧ ОДО ОС СР— ОД СР О' о ООО с бо-'с-бс ое оо'о — о’— о о — о о" — — ХХХХХХХХХХХХХХ*ХХХХХХХ> / XX ОД гП О) Г"- t- о СР *М ОД ОД to 0-1 о од О< О г-, ю ОД — С | — to — °. _;од to СМ© • _;с —_ О __;о о О — ~-- ——" ——" 1 <ИЙ ОКОЛО 860 ! Ирину, туалеты
число —14——« — ОД — —4 — — - - NCJ СМ О1 to ОД Ю Г- СР ио од ю сч а> Ц X о 3 X ij X
Кухни 1 X Ъ м to to О ОД Ю О 4— о — од to о со од о ф о ОД сс о"о Ф Q с о ххххххх X <73 <£> ОД 05 <£> Ь- — to VO ос СР о о « о а? Q © О ~ О — О - о to г ’— *; ф < о; —г— —. с ч- г*<очзоее>с> оэ—; — ^чоечоода О <3 О <Э й — О " «Г о ср О о О ХХХХХХ XX ХСХХХХ -.*8C4;i£N ... — . О о - с - с- - 1 1 1 ;кий класс, ин 1еры соответствуют дл!
число 1 | ^-1 « OI —< —• —' | См ОД ОД — — — ГМ 04 ОД X р.
их ‘«изон -qireV ооооооооооооооооосоооооооо ОД Q 1С о СО ОД) to О О оо О о О О СМ to ОД О О О to i 0 О ОД Ь-ООДО-^гСМООС^ОДОДОДСГОООДОДту— Ф О о ф Г- С' С ! СО — СМ — ОД — СМ СМ — — — —« Pl to —‘ — С J см С Ф 1х(“Нх О ассажиров, плива Paas
и и а «г СРСРОД'сУ'ОДгйГ-ООС? СМ — тг о. — ОДОООДООДОДС-^ — од о о од о •— о ОД ОД ОС' —‘ —• ОД ОД О ОД ОД ОС ОД СО ОД СР — — 4--| — -'i од — — с?1 од зе число п 01 HCiJLdd ш
Тип самолета А о о OI А 2 5 В А 4* 5 О О — Cl >• 4Г о — Б А * 2 а _ о « о 3 А о £• о я, ч -у со У_5 ЯлТ £ '"* и § ио А «В»1' £ feSlb s 2S Q « D Q • oq а я я я гэдс|дп * °:*:°!я Е t л е- — w 5т.пх'с>11“°'*’ V £ — Ю >' о* я » П О Ч £а.сч ч .' я ®=?S . по°? я 5 х £со&у £о 5 = ££ * og * 5 5 ® г й с О о с и. f с: я L С< е С <4 ' О ЗГС О я < - q » Ll X е г^е; X d п > е М S И 4Т г[ иы=; < сс и S й Примечание, л „асе- макенмальн чета п .,„„Х93 кг полезной нагрузки, включа 1JU с с
91
www. vokb-la. spb .ru
Рис. 3.17. Наземное оборудование по обслуживанию самолета Локхид L-1011 «Трнстар»:
I— пассажирский трап; 2 — машина по обслуживанию туалетов; 3 — электромашина; 4 —
погрузчик контейнеров; 5 — транспортер; 6 — тележка с пищей; 7—буксировочная машина;
3—пожарная машина; S — погрузчик неупакованных грузов
персонала назначается авиакомпанией. В работе [3.91 рекомендуются следующие
данные по среднему числу пассажиров, приходящихся на одного бортпроводника-
Международные линии .
Внутренние линии США ,
Другие внутренние линии
Первый класс
16
20*
21
Смешанный
21
29
Туристский к- асе
31
36
39
Около каждой входной двери должно быть, по крайней мере, одно откидное
сиденье для бортпроводника с хорошим обзором кабины.
3.3. ФЮЗЕЛЯЖ ГРУЗОВЫХ САМОЛЕТОВ
3.3.1. Гражданский грузовой самолет
В 60-х годах наблюдалось резкое увеличение объема в тонно-километрах грузовых
перевозок, составившее 19% в год. В соответствии с прогнозом ICAO этот рост
будет продолжаться и в семидесятых годах со средней интенсивностью 16% в
год Следует отметить, что до настоящего времени построено очень мало само-
летов, предназначенных специально для транспортировки грузов. Это объясняет-
ся следующим:
а) значительная часть грузов перевозится в подфюзеляжных отсеках пасса-
жирских самолетов, например, в 1970 г. до 60%. Стоимость перевозки в этих слу-
* Пересмотренная норма.
92
чаях невелика, так как дополни-
тельные прямые эксплуатацион-
ные расходы возникают в форме
стоимости топлива;
б) широко используются* **.
специальные грузовые вариан-
ты пассажирских самолетов (Дуг-
лас DC-8-62F, Боинг 707/320С);
быстро переоборудуемые вари-
анты пассажирских самолетов
(DC-9-30RC, Боинг 727-200QC);
гражданские грузовые самоле-
ты, переделанные из военных (на-
пример, Локхид С-130 и L100/
L200);
устаревшие пассажирские са-
молеты, переделанные в грузовые
(Дуглас DC-6, Локхид L-1049).
При условии продолжения ро-
ста объема грузовых перевозок в
будущем может появиться рынок
сбыта для нового грузового само-
лета. Следующие аргументы гово-
Рис. 3.18. Влияние размеров грузового самолета,
с параметрами полета М=0,85, Н 10 км, Д=
= 4000 км на прямые эксплуатационные расходы:
1 — постоянная грузопроизводительность; 2 — по-
требное количество самолетов; 3 — серия из 100>*
рЯТ В ПОЛЬЗУ ЭТОГО. самолетов
1. Большинство пассажирских
самолетов, переоборудованных в грузовые, имеют двери сбоку фюзеляжа. С рос-
том популярности контейнерных перевозок размером 2,4x2,4 и потребуются1
очень большие двери, в то время как большинство пассажирских самолетов, за
исключением широкофюзеляжных, не пригодны для этого. Вместе с тем может
оказаться невыгодным строить кабины самолетов коротких и средних авиалиний
специально для перевозки контейнеров из-за высокой стоимости.
2 Средняя плотность грузов значительно выше, чем плотность полезной на-
грузки пассажирских кабин. В связи с повышением комфорта и ростом плотности
грузов в будущем эта разница увеличится Следовательно, пассажирский самолет*
переоборудованный в грузовой, будет иметь полезную нагрузку в 1,5—2 раза
больше. Максимальная масса самолета без топлива * будет увеличена, потребует-
ся одновременно усилить пол, хотя отсутствие внутренней отделки несколько
компенсирует прирост массы вследствие усиления пола Очевидно, массу пустого
самолета и максимальную взлетную массу можно будет изменять незначительно,
что повлечет за собой уменьшение массы топлива.
На самолетах коротких и средних авиалиний с двигателями высокой степени
двухконтурности при максимальной полезной нагрузке дальность самолета ока-
жется недостаточной. Увеличение взлетной массы потребует установки двигателей
нового типа.
Исходя из предположения о том, что интенсивность роста грузовых перевозок
будет больше, чем пассажирских, возникает потребность в специализированном1
гражданском грузовом самолете:
для дальних перевозок в связи с ростом их объема;
на коротких линиях из за нецелесообразности переоборудования пассажирских
самолетов в грузовые.
При выборе размеров нового грузового самолета одним из основных факто-
ров становятся прямые эксплуатационные расходы (ПЭР) (рис. 3.18) Для задан-
ного ар с молетов ПЭР уменьшаются с увеличением ра меров самолет . Глав-
ные причины заключаются в снижении стоимости топлива на килограмм груза,
уменьшении расходов на экипаж, снижении стоимости систем и обслуживания
С другой стороны, найти рынок сбыта для 100 самолетов класса L-500 > к прак-
тически невозможно. Следовательно, оценивая будущую потребность в грузовых
* Термин объясняется в подразд, 8 2.2.
** Проект гражданского варианта самолета С-5А.
95
самолетах в форме обьема перевозок в тонко километрах, Heo1&^yi;Jfli!fe^’ite^BfeT1iix
оптимальные размеры Специализированный грузовой самолет, пример которого
рассмотрен в настоящем разделе, нс может в таком случае конкурировать с гру-
зовой модификацией пассажирского самолета
3.3.2. Плотность полезной нагрузки
и объем грузового отсека
При сравнении воздушного и наземных видов грузового транспорта имеют зна-
чение следующие факторы
а) быстрая перевозка предотвращает порчу7 таких грузов, как пища, овощи,
фрукты, цветы, животные Ценные грузы и дорогие приборы — идеальные грузы
для воздушных перевозок
б) быстрое распределение товара повышает его покупательную способность
(например, газеты) или улучшает обслуживание (почта),
в) воздмпнын транспорт может уменьшить потребность в складских помеще-
ния* и капиталовложения в запчасти Некоторые товары с очень высокой удель-
ной плотностью выгоднее транспортировать морским путем,
г) транспортировка запасных частей, новых образцов и моделей может быть
важной в случае запуска в производство Товары, стоимость которых зависит от
моды, также транспортируются воздушным путем,
д) стоимость упаковки для воздушных грузов иногда значительно ниже, чем
д 1я назг много транспорта Вероятность повре/кдения грузов при загрузке или
раярузке меньше при использовании контейнеров Это снижает страховочные
расходы,
е) некоторые районы трудно дослупны для наземного транспорта В таких
случаях воздушные перевозки будут единственным способом доставки срочных
грузов, таких как лекарства, пища и т п
Из гистограммы распределения размеров и плотностей (примеры в работах
[3 11—3 14] и на рис 3 19) можно видеть, что грузы имеют самые разнообраз
ные характеристики Затраты на оборудование и обслуживающий персонал при
манипу шипи с грузами па аэродроме и в самолете значительно больше, чем при
перевозке пассажиров
Оптимальным случаем нужно считать полностью загруженный грузовой отсек
при максимальной полезной нагрузке Однако при перевозке грузов высокой плот
ности часть отсека остается свободной что эквивалентно увеличению сопротив-
ления и массы Грузы малой плотности создают ус ювия недогрузки самолета
Рис. 3 19 Гистограмма удельной плотности грузов
/ — животные, 2 — искусственные цветы 3 — пластмассовые игрушки 4 — стеклоиздслия
5 — части самолета, 6 - лекарства 7—телевизоры, 8— автомашины 9— кинескопы 10_________
кожаная обсвь 11 — багаж, 12— части печатных машин 13—фрукты 14—покрышки 15 —
шелковые ткани 16 — овощи 17 - почта 18— части машин. 19 — инструмент 20— искус-
ственное волокно 21 — альтернаторы и их части
94
Компромиссное решение может бьпь на и юно на основе
лиза размера и массы грузов, перевозимых потенциальным покупателем само-
лета
В некоторых случаях для поиска варианта с максимальной отдачей выпол-
няется несколько предварительных компоновок под грузы различной плотности
Хотя гистограммы имеют выраженный максимум при плотности грузов 190 кг/м ,
на практике часто встречаются большие плотности В работе [3 12] объем отсека
рекомендуется определять следующим путем, который применим к массовой транс-
пор ировке грузов
резерв плотности максимальная полезная
Полезный объем =--------------------------X -----------------------
средняя плотность грузов плотность
нагрузкаХсредний процент загрузки
л паковки
Средний проиечт загрузки эквивалентен коэффициенту загрузки пассажир-
ских самолетов и принимается равным 0,65 Величина резерва плотности состав-
ляет 1,2—1,3 и учитывается при перевозке грузов с плотностью ниже средней
Плотность упаковки представляет отг синение объема грузов к полезному объему
отсека и учитывает потери па крепежные сети, зазоры между грузами и конст-
рукцией, места д 1я осмотра и т п В зависимости от формы фюзеляжа и харак-
тера груза дтот коэффициент меняется от 0,7 до 0 85 Суммарный эффект от
перечисленных коэффициентов эквивалентен расчету полезной нагрузки по объ-
ему при средних и низких п ютностях грузов
При увеличении плотности 1рузов на 15—25% выше средней получается
максима >ьная полезная нагрузка
3 3,3, Системы загрузки
В последние годы увеличится объем перевозок грузов в поддонах и контейнерах
Характеристики и габаритные размеры некоторых стандартных контейнеров,
представленные на рис 3 20, являются отправным моментом при проектировании
i ру ов ого самотета
Современные большие самолеты оборудованы специа тьными механическими
сишсмами дтя быстрой загрузки и разгруши стандартных поддонов и контеине
ров Эти системы привели к повышению унификации само ютов, особенно на
коротких линиях
Фирма Дуглас разработала систему 463L для ВВС США, которая выполня-
ет все операции с 1р\зачи на земле и в самолете Она используется на самоле-
тах Локхид С-130, С-133, С 135, С 141 и С 5 А В ней применяются поцдоны раз
мерс м 2,2X2,7 м и трайлеры с платформой шириной 6 м и длиной 15 м снаб
женные роликами, с регулировкой высоты платформы от 1 до 4 м в зависимости
от уровня по ta самолета Пол грузовых отсеков самолетов оборудован ролико
вым конвейером и направляющими рельсами с регулируемой колеей под стан-
дартные размеры Аналогичная система Polamat использовалась с сам летом
Хокер Сиддли «Аргоси» (рис 3 21), которая обеспечивала скорость загрузки до
1800 1 г в минуту
Пол сам летов оборудуется узлами крепления грузов при помощи сетей и
фалов Швартовочная сеть передней по полету нагрузки должна быть рассчита-
на на nepci рузку торможения до 9 ед, остальные сети рассчитываются нл нор-
мальную перегрузку
Часто сети контейнеров и поддонов проектируются на эту нагрузку и нс
требуют дополнительной фиксации
В смешанном варранте размещения грузов и пассажиров на однэй палхбе
1рузы рекомендуется располагать впереди пассажирской кабины В этом случае
необходимо предусмотреть прох д в 1рузовсм отсеке из кабины экипажа в пас-
сажирскую 1абицу
Размер!
Размер ;
<5>
11,75м
г;1,4
1и.7М3
10,1м*
2,2*
14.1М1
20
Ричер 5 Размерв <1?
Размер 4
Нвмёр ] pavtcetrf Wft L * M,N Номер размера Ч.И1 w* I H 1P1
3 6.3 2,6 7.13 .14 12 2,5 1,32 116 177
7 156 1,47 2,13 1.14 13 1,61 132 1.16 114
8 2.58 W1 2,13 1,14 14 1,25 1,32 1,16 089
S 1,~9 1,97 1,16 1,1k IS 1,235 !,0l 1J5 1,14
10 199 W 1,16 1,97 1Б 0,9 0,135 116 114
ч!7 1.32 7,13 917 17 0,506 <7,735 116 №5
20
1>т Л У1131, Тип!
20
Сете AS 1131, Тип Е
Тип А
1,55
74 7tJ-/
Тип 82
Тип В
Tur В
1,52
20
Тил I роликовый
контейнер
а>
211'
<.5
747 LP-3
147
1.0
С) 727 200,2.2 м 707-3206,727-100,2.1Н1
Масса поддано в (включая сети).
"00 104 кг
116 122 кг
2,24‘3,18 м
2,44‘3,1вм - 129кг
Масса контейнера 2,44*2р4*3м-454кг
Типы ЕЛ, ЕС и ЕН
пп углам
и поддонов
г;
ТипД роликов! й кон-
тейнер плюс поддон
для автопогрузчика
имеют фитинги
S)
Рис 3 20. Некоторые типы стандартных контейнеров
а —контейнеры IATA- б — поддоны; в — контейнеры АТА; г — контейнеры ANSI MHS/ISO,
д — контейнеры SAE, е—контейнеры для размещения под полом кабины
96
схемы загрузки.
Рис. 3.21. Доступность грузовых отсеков и
“r“jnlP\JKa 4tPe3 откидной РОС с использованием системы RoLiniat (самолет Хокер Сиддли
нршси»), б — хвостовая дверь и платформа для загрузки (Хокер Сиддли «Эндовер»);
сх₽м^КИ?НОЙ хвост (^ан^дэр CL44D), г — зад> яя загрузочная дверь на самолете балочной
мм’ л_____ П0ДДОН- ~~ платформа с роликами, 3 — рол и ковы и конвейер с шагом роликов
иятый’ nr.».,™ П1>‘1ВЛЯ4О1цая> 5 "Панель для прохода обслуживающего персонала, 6 —июль
nvpuoft п^ятА^>НК’ шпнндаль «S—пружинный зажим, 9 — ролик, 10 — ролики регули-
н«п-°/4 «I? ,МЫ’ п ~ передний разьем механизмов управления, 12 — замок, 13 — шар-
_ еЛЬ в,’>тРенней связи, 15 панель управления поворотом хвостовой части,
11 я ч<асть замка, 1/ — регулируемая платформа, 18 — клиновидные стыковочные
„ противопожарная перегородка, 20 — пульт ручною управления, 21 — обтекатель
шарнира, 22 — защитный щиток для замков
4—1221
97
3.3.4. Грузовые двери •
Хотя многие пассажирские самолеты, переоборудованные в грузовые, имеют бо-
ковые двери, чисто 1рузовои самолет должен быть оборудован j рутовыми две
рями в носовой или хвостовой частях фюзеляжа дтя обеспечения загрузки в про-
дольном направлении Самолеты Локхид С 130 и Хокер Сиддли «Аргоси» пока-
зали, что лег код осту ч ная вькога пола около 1,2 м возможна на грузовых само-
летах без ущерба для их общей схемы Различные варианты размещения грузо
вых дверей изображены па рис 3 21 п обсуждаются ниже
1 Загрузка через носовую дверь пспользуелся на самолетах Бристоль
«Фрейтер», Локер Сиддли «Аргоси», Локхид С 5А, Боинг 747 F и Эвиэйшн
трейдере «Карвэр». Основная задача при такой схеме загрузки — избежать при-
роста сопротивления из-за высокого расположения кабины экипажа, что трудно
осуществить па самолетах небольших размеров
2 Загрузка через хвостовую дверь применяется на самолетах Шорт
«Скаивэн», Трансалль С-160, Хокер Сиддли «Эндовер», Де Хэвнлленд «Карибу»
и «Буффало», Шорт «Белфаст», Бреге 241, Локхид С 130, С-141 и С 5\
С целью облегчения доступу хвостовая ча.ть делается скошенной, особенно
на небольших самолетах, что создает опрсде генные аэродинамические проблемы
(подразд 3 5 1) В зависимости от конструктивной схемы прирост массы от та-
кой схемы загрузки составит 6—10%
Увеличение профильного сопротивления такого же порядка, однако, может
быть и выше В связи с большими размерами хвостовых дверей усложняется
задача герметизации кабины
3 Схема с хвост'выми балками в сочетании с хвостовой загрузочной дверью,
иногда использующаяся на грузовых самолетах («Аргоси», «Норатлас», «Арава»,
Фэйрчайлд С 82, С-119), обеспечивает легкий доступ к грузовому отсеку и при
необходимости допускает применение устройств для сброса грузов Недостатком
является большое аэродинамическое сопротивление
4 Откидная хвостовая часть фюзеляжа была предложена фирмой Фоллэнд
еще в 1922 г В настоящее время откидной хвост применен только на самолете
Канадэр CL-44 с приростом массы 450 кг, т е 6,5% массы конструкции фюзеля-
жа Откидной хвост идеален с аэродинамической точки зрения и характерные для
него конструктивные усложнения могут компенсироваться значительным уменыне
нием расхода топлива
5 Откидная ноювая часть фюзеляжа (включая кабину экипажа) создает
значительные трудности в проводке тросов, электропроводки, трубопроводов
и т п Прирост массы составит около 12% от массы конструкции фюзс]яжа
Применение такой схемы специфично (например, семенство самолетов Гуппи)
Максимальная нагрузка на пол определяется из расчета 600—1500 кге'м2
для гражданских и 1100—6000 кге/м2 для военных грузовых самолетов Сосредо-
точенная местная нагрузка может достичь 1600—4000 кге на грузовых и 1300
4500 кге на военных самолетах
Размеры дверей должны соответствовать размерам грузов с обеспечением
зазоров нс менее 2,5 см для случая загрузки в продольном направлении Высота
потолка грузового отсека над грузом должна быть не менее 15 см Наличие при-
хода между грузами зависит от типа грузов При перевозке контейнеров их
проверка в почете необязательна I рузовой отсек прямоугольной формы наибо-
гес целесообразен, ступеньки в полу обычно не де щются, за исключением осо-
бых случаев Для прохода в кабину экипажа необходима отдельная дверь
Иногда в фюзеляже устанавливаем» несколько окоп Если грузовой самолет
предусматривает пассажирский вариант компоновки, количество oi он и дверей
должно быть увеличено
3.4. КАБИНА ЭКИПАЖА
3.4.1. Размещение сидений экипажа и органов управления
На легких самолетах кабина экипажа может компоноваться с учетом индивиду-
альных конструктивных требований Это относится прежде всего к расположению
педалей в вертикальном направлении, так как этот размер влияет па высоту ка
98
www. vokb-la. spb .ru
Рис 3.22. Рекомендуемые размеры кабины легкого самолета с ручкой управления (разме-
ры в см) *:
Примечания 1 Расстояние между осями педалей 20—30 см.
2, Линия пола показана условно, горизонтальный пол необязателен Значение имеет
только локальная высота педалей относительно уровня пола
3 Па многих легких самолетах спинка имеет фиксированное положение Рекомендте-
мыи угол ее установки 13°.
f I F. Maccabee. «Light aircraft design Ifandbook» Loughborough Unnersi'y of Techno-
logy Feb 1969
2 Draft ISO recommendation Mo 1558 1973
3 Mil Standard MS 33574
биты и, следовательно на миделево сечение фюзе 1яжа и площадь его омываемой
поверхности. Педали должны находиться ниже уровня сиденья для уменьшения
утомляемости летчика
Указания по размещению сиденья и ручки управ (ения даны на рис 3 22
В случае применения штурвального управления целесообразно руководствоваться
данными для транспортных самолетов
В общем случае обзор из кабины ограничивается крылом к специальных мер
по его улучшению не требуется Обзор вниз определяется размерами приборной
доски, противоблпковым щитком, носовой частью фюзеляжа !< капотом двпгате тя
Крыша кабины небольшого самолета из легки \ алюминиевых сплавов должна
обладать достаточной прочностью и жесткостью и защищать экипаж от солнеч
него излучения
На транспортных самолетах при компоновке кабины экипажа требуется не
только удобное расположение органов хправления и приборов Важное значе-
ние имеет положение летчика относительно остек юния фонаря и форма остек-
'сння Летчики с различными антропометрическими данными должны чувство
л*
* 99
Рис 3 23 Рекомендуемые размеры кабины транспортного самолета со штурвальным управ-
лением (размеры в см) *:
Примечания 1 Расстояние между осями соседних сидений указаны в табл 3 6
2 Расстояние между осями педалей 35 см
1 Размеры в квадратах указаны в нормах FAR 25 772, на остальные размеры дан
допуск.
4 Линия пола показана условно, иногда используются подножки.
* J FAR 25 772 (proposed), dated Jan 12, 1971.
2 Draft ISO recommendation 1558. 1973
3 Mil Standard AIS 33э/6
вать себя удобно в кабине и иметь возможность занимать положение, обеспечн
ваю цее наилучший обзор Отправным моментом в этом случае является точка
расчетного положения глаз летчика. Ее положение выбирается конструктором
и служит исходной точкой, относительно которой определяются обзор и положе-
ние ндепья
Положение этой точки оввьс <т от следующих моментов
1) расчетная точка положения i лаз должна располагаться в вертикально t
плоскости, отстоящей на расстоянии не менее 125 мм назад от крайнего положе-
ния ручки управления, до упора взятой на себя,
2) расчетная точка положения глаз должна находиться между двумя про
дольными плоскостями, проходящими на расстоянии 25 мм по обе стороны от
плоскости симметрии сиденья,
3) летчики с ростом ог 163 до 191 см, ендя в кресле со спинкой в переднем
положении, должны иметь возможность регулировать сиденье так, чтобы сред-
няя точка между их глазами совпадала с расчетной точкой положения глаз.
100
www. vokb-la. spb .ru
Должна быть обеспечена возможность управления самолетом при застегнутых
поясном н плечевых ремнях
Требование по реплировке сиденья по отношению к нижней линии сиденья,
проходящей па расстоянии 800 мм от расчетной точки положения глаз, изложе-
ны в рекомендациях F^R 25 772 от 12 171 г Общество инженеров автомобн п>
вой и авиационной промышленности (SAE) и Международная организация о
стандартизации (ISO) выступили с рекомендациями [3 24] по стандартизации
размеров кабин Эти предложения в концентрированной форме представлены на
рис 3 23 и могут быть использованы при проектировании кабин и их макетов
На большинстве транспортных само ютов сиденья экипажа пмею> рещлнров-
ку в горизонтальном, верти; альном направлениях и по хглу наклона спинки
Иногда направляющие рельсы силеипч обеспечивают их смещение назад и ьэок
для удобства посадки ч выхода, , также улучшения досягаемости до удаленных
ручек и панелен Минимальный угол наклона спинки используется при взлете
и посадке, при коротком времени полета он обычно не регулируется Максималь-
ное отклонение спинки используется для отдыха эк шажа при включенном авто-
пилоте
3.4.2. Обзор из кабины
Во время визуального полета летчик должен хорошо внде!ь такую часть воздуш-
ного пространства, которая позволяла бы ему контролировать траекторию полета
и избегать столкновения с другими самолетами или препятствиями Для конст-
руктивных целей это общее требование можно преобразовать в форму минималь-
ных углов визирования в крейсерском по юте, при взлете, посадке и рулежке
Горизонтальный полет (рис. 3.24). При определении обзора предполагается,
что азимутальный поворот головы в глаз происходят по радиусу, центр которою
лежит на центрально!! осн Зоны обзора измеряются от положения глаз при го-
ризонтальном положении продольной оси самолета Например, обзор вперед в
горизонтальном полете от расчетного положения глаз должен быть 17° вниз п
20° вверх Полная зона обзора изображена на рис 324, й, гз.с обозначены так/ е
области, в которых должны отсутствовать предметы, затеняющие поле зрения
Зона обзора определяет положение рам остекления, приборов п другого обору-
Рис. 3.24. Зона оизора левого летчика из кабины в горизонтальном полете (FAR 25 777, про-
ект изменений янв 1971 г.):
a — определение ноля зрения лстчиха I — ось вращения; 2— продольная плоскость, 3 —
горизонтальная линия визирования, 4—средняя точка между глазами, 5 — горизонтальная
плоскость. 6 обзор вниз, 7 — обзор вверх, б — минимально допустимая зона обзора
7 недопустимо присутствие горизонтальных предметов, 2—допустимо размещение верти
кальлых Предметов шириной пе более 50 мм, 3—недопустимо присуто вио |кртика.1Ы,Ь1\
предметов
101
Рис 3 25 Зона обзора при заходе на посадку (FAR 25 777, проект изменений, янв. 1971 г)
дования кабины Показаны также области поля зрения, где допускается уста-
новка рам остекления oi раннчснной ширины
Обзор при заходе на посадку (категория транспортных самолетов). Для со
временных транспортных самолетов характерны значительные вариации в поло-
жении самолета при полете на малой скорости Эго объясняется значительной
разницей в относительных удлинениях крыла, углов стрелов щности и типе ме-
ханизации
Для этих типов самолетов должны быть соответствующие нормы обсспечи
вающие достаточный обзор при заходе на посадку Угол обзора вперед и вниз
необходимо иметь таьнч, чтобы тетчнк мог видеть аэродромные огни в зоне
подхода и касания ВПП на расстоянии, которое самолет с посадочной скоростью
проходит за три секунды при следующих условиях
1) при угле глиссады 2,5°,
2) на высоте принятия решения, которая соответствует положению самой
нижней точки самолета на высоте 30 м над уровнем ВПП (рис 3 25)
3) при углах рыскания ±10°,
4) при заходе на посадку в условиях горизонтальной видимости ВПП с
360 м,
5) при наиболее критических значениях массы и центровки
В английских нормах BCAR, приложение Л» 2, гл D4 2 приведены дополни-
тельные ограничения
1) в процессе рулежки летчик должен видеть землю, начиная с расстояния
не менее 39 м впереди самолета, но лучше с расстояния 15 м,
2) при наборе высоты летчик до 1жен иметь обзор ниже горшоиа с углом
не менее 10°, но лучше 15 20°,
3) при посадке летчик должен иметь обзор ниже горизонта при максималь-
ном угле атаки самолета
Желательно также, чтобы летчик moi видеть концы крыла при ру лежке
Выполнение всех этих требований создает значительные трудности при про-
ектировании кабины современного скоростного самолета с герметичным фюзе
ляжем Не всегда удается решить проблемы неприемлемой деформации фюзеля-
жа высоких приращений сопротивления, высокого уровня шума Поэтому боль-
шинство транспортных самолетов не полностью соответствует перечисленным
требованиям, но тем не менее их необходимо считать отправными моментами при
проектировании кабины экипажа
3.4.3. Размеры и компоновка кабины экипажа
Минимальное число членов экипажа зависит от объема выполняемой работы, ко-
торая заключается в следующем
1) управление траекторией полета,
2) избежание опасности столкновений,
3) навшация,
4) поддержание связи с центром управления воздушным движением,
5) хправ 1ение и наблюдение за работой систем,
6) принятие решении по ходу полета
Общая загрузка экипажа зависит от продолжительности полета, степени ав
томатпзации и сложности систем и эксплуатационных ограничений В соответст
102
www.vokb-la.spb .ru
Рис 3 26 Птанировка кабины
транспортного самолета средней
дальности
1 — командир, 2 — второй пилот
3 — панель радиоуправления,
4— дополнительный член эки
пала, 5 — третье сиденье у
пульта управления системами
может быть повернуто по поле
ту, 6 — пульт управления 7 —
ручка уборки выпуска носовой
стойки, 8 боковая панель вто
рого пилота 9— пульт управ
ления системами 10-—гардероб
экипажа, 11— радиооборудова-
ние, 12— люк к носовому отсе
ку с оборудованием, 13 — про
ход к сиденью 14 — боковая
панель командира 15—ручка
уборки — выпуска носовой стой
ки, 16 — педали, 17 — кожух
приборной доски
Длина кабины экипажа
вил с этим данные на рис 3 26 и в табл 3 6 по численности экипажа явзяются
статистическими, а не стандартными требованиями
Таблица 36
Статистические данные по численности экипажа и размерам кабин *
Параметры кабин Тргнспортные самолеты Легкие самолеты
Дальние пинии Средние линии Короткие линии
Минимальная численность Определяется исходя из объема нагрузки Визу аль
экипажа минимально 2 ныи по лет — 1 Поют по ирибо ра м — 2
Число сидений в кабине " Длина кабины 4, см 4 3-4 2-33 2
минимальная 355 317 Чалая скорость 228 160
средняя 380 330 Высокая скорость 267 178
Расстояние между осями сидений, cyi Число бортпроводников 107 107 102 76 5
минимально 1 на эО пассажиров 1 на 20 и более пассажи ров
в средн г- м 1 на 30 пассажиров । J на 3s пасс^лнров
Примечания 1 Объем рабочей нагрузки на экипаж определяется в приложении
D. FAR 25
2 Данные учитывают откидное сиденье для дополнительного члена экипажа или на
блюдатели
3 По старым правилам при взлетной массе более 36 300 кг на борту должен при
сутствов 1ть бортинженер
4 Понятие дайны ясно из рис 3 26 Объем для электронных блоков включается в
Длину кабины на транспортных самолетах и не включается на легких
5 Эта цифра меняется в широких пределах и зависит от ширины фюзеляжа
* FAR Part 23 1523 and 25 1523 Appendix Г) to Part 25
FAR Operating Rules 91 211, 91 213 91 215 and 121 385 through 121 391
JO?
Транспортный самолет должен иметь сдвоенное управление с возможностью
пилотирования по крайней мере двумя летчиками Самолеты коротких и средних
линий могут пилотироваться двумя членами экипажа Однако на самолетах боль-
шой *алъности и некоторых самолетах средней дальности требуется третий член
экипажа из-за длительности полетов и сложности систем В эпш с1учая\ преду-
сматривается панель \правления и сиденье для бортинженера или оператора сис-
тем На рис 3 26 показано, что для самолета бо жшой дальности требхется до-
вольно объемная кабина, в которой крохтс размещения экипажа должно быть
предхсмотрсно место для багажа, одежды и дрхНтх вещей принадлежащих эки-
паже
Кабины самолетов общего пользования ограничены по размерам, их длина
колеблется от 1.5 м на небольших туристских самолетах до 1,8 м на деловых са-
молетах
3.4.4. Аварийные выходы для экипажа
(Требования изложены в FAR 25 805 и BCAR, разд D, § 52 1, гл D 4 3)
Нормы летной годности FAR содержат следующие требования по этому во-
просу «За исключением самолетов с числом пассажиров 20 и менее, на которых
аварийный выход для пассажиров расположен близко для экипажа и яв 1яется
удобным и доступным средством эвакуации ч [снов экипажа, должно быть обес-
печено
а) наличие пли по одному выходу на каждой стороне кабины, пли люка в
пототке кабины,
б) каждый выход должен иметь достаточные размеры и размещаться таким
образом, чтобы обеспечивать быстрх'ю эвакуацию экипажа
Если размеры и форма аварийного выхода отличаются от прямоугольного
с размером 482x508 мм, его приемлемость должна быть доказана путем эвакуа-
ции типичною члена экипажа в присутствии представителей Регистра»
3 5 НЕСКОЛЬКО ЗАМЕЧАНИИ ПО ВНЕШНЕЙ ФОРМЕ ФЮЗЕЛЯЖА
3.5.1. Фюзеляжи с цилиндрической средней частью
Нижеследующие замечания относятся к носх фюзеляжа, т l нецилиндричсский
передней части
1 Распространенная величина удлинения носовой части составляет 1,5—2
Меньшие величины используются на грузовых самолетах при условии, что эко-
номия от облегчения дверей и их рам компенсирует прирост сопротивления
2 . Все пассажирские само <сты и многие скоростные самолеты об цего по ш
зованпя оборудованы метеорадиолокаторамп, антенна которых должна разме-
щаться в носовой части фюзеляжа
3 Целесообразно носовую стоику шасси устанавливать впереди герметично-
го шпангоута, в этом случае отсек шасси не имеет герметичных стенок
4 На небольших самолетах носовая часть фкье 1яжа и<по’ихстся для х стл-
новки связного и навигационного оборудования или багажа У поршневых сахю-
летов это может привести к передней центровке, в результате которой крыло
сместится вперед и плоскости винтов окажутся перед кабиной Доступ к носово-
му отсеке на земле в большинстве случаев получается удовлетворительным
Проектирование хвостовой нецн лпндрической части фюзеляжа пли хвостово
го обтекателя должно проводиться с учетом следующего
1 Для 1 сключенпя больших областей срыва пограничного слоя и связанно-
го с этим приращения сопротивления длина хвостовой части должна быть от
2,5 до 3 диаметров цилиндрической части Для балочной схемы самолета допус-
тимы удлинения хвоста 1,2—1,5, если это оправдано экономней массы на конст-
рукции Дверей и фюзеляжа
2 Для удобства изгоювления часть хвостового обтекателя может быть ко-
нической формы с но ювнной угла при вершине 10—12° Переход от конуса к
цилиндру должен быть плавным и большого радиуса
104
www.vokb-la.spb.ru
Рис. 3 27 Картина обтекателя отклоненной вверх
хвостовой части фюзеляжа:
а — срыв потока и образование вихрей (NCR
Aeron Report LR 395), б — приращение сопротив
ления в зависимости от угла отклонения 13 261;
в — зависимость сопротивления от формы сече-
ния [3 27)
3 Сечение хвостовой части может
быть кругтым или вытянхтым вертикально
овалом Дополнительные наросты на хвосте
имеют неблагоприятные характеристики по
сопротивлению н их следует избегать на
гра/кданских самолетах
4 Во время нормального взлета и по-
садки хвост фюзеляжа должен иметь зазор
над ВПП
5 Обычно хвостовая часть фюзеляжа
имеет достаточный объем для размещения
ВСУ пли агрегатов системы кондиционирования, ест позво шет центровка само-
тета
При наличии в хвосте центрального двигателя минимальная д шна хвостовой
части определяется допустимой кривизной воздушного канала Увеличение вы-
соты расположения двигателя уменьшит эту' длину'
Зализы. В местах стыковки крыла с фюзеляжем необходимо избегать силь-
ных отклонений потока Это достигается при помощи зализов, точная форма ко-
торых определяется на основании экспериментов в аэродинамических трубах
Некоторые формы зализов показаны на рис 2 9
Отклоненный вверх хвост фюзеляжа. Хвостовая часть фюзеляж! часто де-
лается слегка отклоненной вверх для обеспечения необходимого угла поворота
фюзетяжа при взлете и посадке Сопротивление, вызванное этим отклонением,
пренебрежимо мало Однако на грузовых самолетах с задней загрхзочной дверью
отклонение хвостовой части фюзеляжа вверх должно быть значите тьным, осо-
бенно на небольших само ютах, таких как Де Хэвилленд «Карибу» и «Буффало»
В этом случае возможна вредная интерференция потоков, создаваемых крыюм
(скос потока), обтекатетямн шасси и хвостовой частью фюзеляжа Образование
вихревой зоны за хвостовой частью показано па рис 3 27, а Эта зона нс\ст( i-
Чива и может вызвать продольные колебания самолета, особенно на малых ci о-
ростях, при больших углах отклонения закрылков и большой мощности двига-
телей Большое отклонение хвостовой части фюзеляжа приводит также к зна
чительному приросту сопротив пения в крейсерском полете (рис 3 27, б) Острые
углы в нижнем части фюзеляжа, генерирующие устойчивые вихри, вызывают
отклонение потока вверх и создают присоединенный поток Измерения (рис 3 27,
в) показывают что прирост сопротивления может быть ограничен приемлемыми
величинами
В работах [3 26 и 3 27] дается более детальное описание этого аэродинами-
ческого явления '
105
www. vokb-la. spb ,ni
3.5.2. Фюзеляжи для небольшой полезной нагрузки
Часть изложенного в предыдущих разделах относится и к этой категории фю-
зеляжей со следующими замечаниями'
1 Высота двигателя, расположенного в носовой части фюзеляжа, определя-
ется требованиями обзора летчику вниз (рис 3 22) и допустимым зазором винта
над землей
2 Необходимо обеспечивать требуемую ширину фюзеляжа в районе разме-
щения педалей, локтей и плеч летчика
3 Необходимо избегать резкого изменения сечений, обрывов радиусных по-
верхностей в продольном направлении Фюзеляж нс должен сужаться в местах
подстыковки крыла, так как это потребует больших зализов
4 , Длина хвостовой части определяется требуемым плечом хвостового опере-
ния Расстояние между линиями четверти хорд * крыла и стабилизатора юлжно
быть в 2 5 3 раза больше САХ* крыла
5 Внешние обводы фюзеляжа зависят от типа конструкции. Конструктивная
схема фюзеляжа должна быть определена на ранних стадиях проектирования.
При использовании стальной фермы боковые стороны фюзеляжа будут плоски-
ми, а не выпуклыми, как панели полумонококкового фюзеляжа
6 В целях упрощения изготовления большая часть фюзеляжа должна быть
одной кривизны
7 . При установке реактивного двигателя (двигателей) в фюзеляже необхо-
димо предусмотреть возможность их демонтажа для регламентных работ и обес-
печить доступ к ним для контроля.
Определения даны в приложении А. подразд. А.3.3
www. vokb-la. spb ,ni
ГЛАВА 4
Двигатели
для дозвуковых самолетов
В настоящей главе изложены основные сведения, необходимые при выборе дви-
гателя для нового дозвукового самолета.
В первом разделе сравниваются поршневые и турбореактивные двигатели и
устовия их применения. Во втором разделе приведены характеристики и условия
применения поршневых двигателей с мощностью до 500 i. с Рассмотрены раз-
личные конструктивные схемы и методы оценки взлетной тяги и массовых ха-
рактеристик поршневых двигателей
Дано сравнение одноконтурных, дву.хконтурных и турбовинтовых реактив-
ных двигателей, при этом отправной точкой при сравнении является их разделе
ине на газы операторный тракт и движитель Дано также объяснение таких па
рамстров. как эффективный КПД, тяговый КПД, утельныи расход топлива,
удельная тяга и мощность двигателя Рассмотрено влияние степей 1 сжатия в
компрессоре, температуры на входе в турбину, степени двухконтурности на вы-
сотно-скоростные .характеристики, массу, габаритные размеры, лобовое сопротив-
ление и уровень шума двигателя. Даются некоторые прогнозы в отношении пер-
спектив дальнейшего развития двигателей.
Обозначения
Fc — площадь реактивного сопла
Ne — эффективная мощность
тгем —номинальная мощность
NeBt-i —максимальная мощность
W — мощность
TVu — мощность винта
т — степень двухконтурности
Сн — удельный расход топлива ТРД и ТРДД
се — удельный расход топлива двигателей с винтами
ср — удельная теплоемкость воздуха двигателя при постоянном давлении
л — степень сжатия
Л| * — степень сжатия в компрессоре
Лвтт —степень сжатия в вентиляторе
л, Е —суммарная степень сжатия
рР — среднее эффективное давление
р, — индикаторное среднее эффективное давление
р давление
—окружающее давление
Рэ —суммарное давление в точке полного торможения потока
Г — функция газогенератора
£ ускорение свободного падения
q — теплотворная способность топлива
i — энтальпия
k — коэффициент пропорциональности
М —число М полета
т -—массовый расхот
Min-t —число цилиндров в двигат ле
п — частота вращения двигателя, показатель по 1итропического процесса
-^обр —обратимая энергия, создаваемая газогенератором
Л — газовая постоянная, тяга
107
www.yokb-la. spb ,ni
T —температура
Ta —окружающая температура
Тст —станлартная окружающая температура
—температура в точке полного торможения потока
Тг —температура на входе в турбину
О —удельный обьем смеси (ПД)
V — скорость полета
кцит —общий объем цилиндров на двигатель
Cg — скорость истечения при полном расширении
Н — высота
бди —сухая масса двигателя
Ов — весовой расход воздуха
Y —отношение удельных теплоемкостей вощу ха
рп — относительное статическое давление
А — приращение
8 —степень сжатия (ПД}
1] —КПД
Р —плотность воздуха
о —относительная плотность
Ф — безразмерная Тг
Индексы и сокращения
кс —камера ci орания
к — компрессор
кр — крейсерский полет
цил — цилиндр
вх — вхот,
дв — двигатель
топл —топливо
вент — вентитятор
г— газогенератор
впр — впрыск топлива
ид — идеальный
р реактивный
вх п — входной патрубок
yiex — механический
вр — вращение
д с —движущая сита
винт — винт
сж — эффект сжатия
нагн — нагнетатель
ст — стантартные условия
т — турбина
т вент — комбинация турбина — вентилятор
взл — взлет
сум — суммарный
ВНА —входной направляющий аппарат
4.1 ОБЩЕЕ СРАВНЕНИЕ ТИПОВ ДВИГАТЕЛЕЙ
Двигатели применяемые на дозвуковых самолетах, разделяются по типам сле-
[ующим образом
поршневые (ПД),
турбовинтовые (ТВД),
одноконтурные турбореактивные (ТРД)
1вухконтурчые турбореактивные с турбовентилятором (ТРДД)
Первые два типа двигателей используются на винтовых, а последние — на
реактивных самолетах
Применение на юзвуковых самолетах ракетных и прямоточных двигате-
< й может рассматриваться как особый случай, например, когда требуется допол-
108
www. vokb-la. spb .ru
Рис 4 1 Сравнительные данные раз
личных типов двнгатечей по удель-
ному расходу топлива
нительная тяга на короткий период, време-
ни Эти типы двигателей по рассматривают-
ся, но данные по ним приводятся в списке
литературы
На выбор типа двигателя т 1я конкрет
ного проекта самолета влияют следующие
основные факторы
Диапазон скоростей полета Диапазон
скоростей полета — это значение возмож
пых скоростей полета в процессе эксплха
тацни само юта Винт работает с высокой
эффективностью до чисел VI = 0,5 0,6. пос
ле ЧС1О явление сжимаемости воздуха на
концах лопастей приводит к значительной
потере эффективности Для больших ско
роете । в качестве источника тягп может
рассматриваться только реактивный двига
течь
Расход топлива. На рис 41 показаны
кривые изменения удельного расхода топ-
лива для перечисленных выше типов твига
тетей при этом данные пре летав лены для
условии крейсерского полета при равенст
<е располагаемой тягп двигателя и потреб-
ной тяги самолета Для реактивных двигателей под удельным расходом топли
ва Сп понимается часовой расход топлива, отнесенный к тяге двигателя при дан-
। ой скорости полета
Для винтового самолела его следует сравнивать с СдГ/Лвиш где V — ско
рость полета, — удельный тяговый расход топлива отнесенный к мощности на
ва iy, iIbuht —КПД винта* На рис 4 1 показано, что до чисел М=0 4 0,5 ПД
имеют самый низкий у тельный расход топлива ТВД имеют несколько больший
расход, чем ПД но они работают на керосине, который дешевле бензина Во всем
диапазоне скоростей ТРД имеет наибольший сп Болес экономичным на больших
до Жуковых скоростях является ТРДД
Удельная масса двигателя. У цельная масса ПД обычно составляет 05-
0,8 кг/л с, отнесенные к взлетной мощности значения этого параметра для ТВД
лежат в претелах 0 15—0 25 кг/т с Для ПД и ТВД у тельная масса характеризу
ется как отношение массы двигателя с установленным винтом к л яге на взлетном
режиме работы твигалеля (на уровне моря при нулевой скорости полета)
Принимая удельную массу винта 0,1 кг/л с и удельную тягу от 1 1 ю
I 6 кг тяги/л с при взлете получим, что удельная масса тля ТВД лежит в тех
же пределах что и для ТРДД — 0,17—0 25 кг/кг тяги Одноконтурные ТРД име
ют удельные массы 0,25—0 35 кг/кг тяги, хотя существуют п более легкие вари-
анты, например двигатель Бристоль «Орфей» Мк 101 с удельной массой 0 2 кг/кг
тяги
Установочная масса двигателя зависит главным образом от того, какие пара
метры являются определяющими при его выборе Например, если ПД с нагнета гс
пем при мощности на валу 340 л с на высоте 6000 м сравнивать с ТВД той же
мощности на той же высоте, то их данные по удельной массе будут отличаться
меньше чем данные по сравнению с взлетными условиями Это объясняется тем
что такой ТВД на уровне моря будет иметь мощность на вату 550 л с, а ПД —
450 л с эффективной мощности Как бу зет использована избыточная мощность
ТВД на взлете, зависит от типа самолета Однако и в этом конкретном примере
ПД бутст весить в 2 2 5 раза больше ТВД Это означает что выбор ТВД обес-
гечн’г большую полезную нагрузку при одинаковой взлетной массе
1бт 4 1 показывает, чго в массовом отношении ПД как правило, проигрыва-
ет го сравнению с другими типами двигателей Однако при сравнении массы си-
ловой хстановки реактивные самолеты мало от шчаются от винтовых
Внешние размеры Когда двигатели размещены в отде ш' ых гондолах их
размеры играют существенную роль в создании юполнитетыкго внешнего сопро-
тивлеш я В этом случае имеет смысл сравнивать только ПД и ГВД Привещн-
* Это понятие будет объяснено в подразд 4 3 7
109
www. vokb-la. spb .ru
ные ниже примеры определяют размеры гондол двух винтовых самолсюв с двига-
телями сравнимой мо цпости
Таблица 41
Сравнительные данные по относительной ус га новом и ом массе
силовых установок разного типа
Тип самолета Макси мальная взлети я масса, кг Число и тип двигателей Отношение массы силовой остановки к ОСНОВНОЙ массе пустого самолета, %
Конвэр 340 21 338 2, Пратт Уитни R2800 мот костью 2-400 л. с. каждый 31
Фоккер F-27 Мк 500 20 430 2, Ролле Ройс «Дарт» RDaZ мощностью 2100 л с каждый 20
Сюд ^виасьон «Каревет ла» VIR 50 044 2, Ролле Ройс «Авон» 53 5R с тягой 5720 кге каждый 14.6
VEW 614 13 614 2. Бристоль Сид дли М45Н с тягой 3395 ыс каждый 14,9
Примечания. 1. Понятие основной массы пустого самолета рассмотрено в
разд 8 2
2 Тяга и мощность приведены к условиям взлета при Н = О
Сессна 414. 2 ПД «Континенталь» TSIO 520 J с взлетной мощностью 310 л с.
каждый, ширина гондолы 1 м; высота 0,6 м; длина 3,9 м, удельная площадь ми-
делева сечения 0,0015 м2/л. с,
Гавенмент Эйркраф Фэкторлс N = 22 : 2 ТВД Эллисон 250 В]7 с взлетной
мощностью 400 л. с. каждый; ширина и высота гондолы 0,65 м; длина 2,4 м,
удельная площадь миделева сечения 0,00083 м2/л. с
По этому фактору ПД также проигрывает, правда, на самолете Сессна 414
в гондолах двигателей размещены еще небольшие багажные отсеки
Первоначальная стоимость. По удельной стоимости, измеряемой от 25 до
50 долл, за л. с, ПД является самым дешевым типом силовой установки Саш-
мость ТВД определяется величинами от 60 до 100 долл, за л. с. (уровень цен на
1974 г). Один килограмм взлетной тяги ТРД стоит от 40 до 80 долл, в зависи-
мости от размеров двигателя.
Межремонтные сроки. Для обычного ПД время между двумя ремонтами со-
ставляет 1500—2000 ч; для ПД с нагнетателями это время составляет от 1000
до 1500 ч Хороший ТВД ремонтируется через 3000—4000 ч.
Шум и вибрации. Принципиальным недостатком ПД являются шум н виб-
рации, создаваемые возвратно-поступательным движением поршней, несмотря
на все внимание, уделяемое ба .ансировкс двигателя и борьбе с шумом. ТВД соз-
дает меньше механического шума, но его винт выделяется в этом отношении.
Для пассажиров реактивный самолет покажется самым малошумным, но для на-
ходящихся на земле реактивные самолеты, особенно при взлете и заходе на по-
садку, наиболее неприятны с точки зрения шума Благодаря меньшей скорости
истечения реактивной струн двух контурные ТРДД создают меньше шума, чем од-
ноконтурные ТРД, если приняты меры по снижению шума от вентилятора Внеш-
ний шум винтового двигателя может быть существенно уменьшен только сниже-
нием частоты вращения винта (окружной скорости).
Мнение пассажиров. Общепринято, что большинство пассаж ров предпочи-
тает реактивные самолеты винтовым
Окончательная оценка значимости перечисленных выше факторов может быть
сделана только путем детальной конструктивной проработки с уделением внима-
ния особенностям установки двигателей на самолет и их влиянию на его общую
схему Вместе с тем из сказанного вытекают следующие общие выводы
1. Дтя скоростного самолета применима только реактивная силовая уста-
новка, Относительно простые и менее дорогие отноконтурные ТРД пригодны в
110
www. vokb-la. spb ,ni
настоящее время для ojраничсннои категории самолетов, когда стоимость явля
стся доминирующим фактором, а высокий расхот топлива менее важен
2. Для малоскоростпых самолетов с мощностью каждого двигателя более
500 л с больше всего подходят ТВД.
3. При потребной мощности двигателя менее 500 л с ПД предпочтигельнси
ТВД благодаря относительно меньшей стоимости единицы мощности. На много-
целевых самолетах общего назначения (небольшие пассажирские самолеты, ад-
министративные связные и местных воздушных линий) стоимость силовой уста-
новки распределится на большое число часов налета и ТВД могут оказаться в
этом случае выгоднее из-за низкой стоимости технического обслуживания и бо-
лее дешевого топлива
4 Небольшие самтеты частного пользования (спортивные, туристические,
тренировочные) почти всегда оборудуются ПД.
Различные типы двигателей более подробно рассмотрены в следующих раз-
делах Методы проектирования двигателей и расчета их характеристик не приво-
дятся, так как они даны в литературе и частично в приложении Н Ниже будут
обсуждаться лишь наиболее важные вопросы с которыми должен быть знаком
конструктор самолета при выборе двигателя для проекта. Рассмотрены также
перспективы технического развития двигателей
4 2. СОВРЕМЕННЫЕ ПОРШНЕВЫЕ ДВИГАТЕЛИ
4.2Л. Некоторые характеристики четырехтактного двигателя
Рассмотрим цикл работы четырехтактного ПД и индикаторную диаграмму, пред-
ставленную на рис 4.2, a
1. В процессе всасывания всасывающий клапан открыт и смесь (карбюратор-
ный двигатель) или воздух (двигатель непосредственного впрыска) поступают
через топливовоздушный входной патрубок в цилиндр
2. В процессе такта сжатия топливовоздушная смесь сжимается в соответ-
ствии с политропической зависимостью pVn —const, в которой п зависит глав-
ным образом от состава всасываемой смеси (п~ 1,2 ,.1,35). Кроме давления на
входе конечное давление определяется коэффициентом сжатия *, т. е отношени-
ем объемов цилиндра над поршнем в начале и в конце сжатия.
Сжатая газовая смесь воспламеняется и сгорает в конце хода сжатия прак-
тически при постоянном объеме Температура и давление при сгорании очень
большие, так как газовая смесь практически стехиометрическая, что делает теп-
* Следует подчеркнуть, что коэффициент сжатия есть отношение объемов, а не дав-
лений
Рис. 4.2. Диаграмма работы цилиндра четырехтактного ПД.
о. изменение давления в цилиндре по времени: ВМТ верхняя мертвая точка; НМТ
нижняя мертвая точка; б — индикаторная диаграмма
111
левой КПД цикла достаточно высоким Тепловой КПД для заланного состава
смеси явтяется функцией коэффициента сжатия и в отличие от реактивных дви-
гатс гей не зависит от частоты вращения двигателя
3 В процессе рабочего такта сгорающий и расширяющийся газ передает
мощность поршню Эта мощность при помощи кривошипа и коленчатого вала
сообщается винту Процесс расширения впять протекает в соответствии с поли-
тропическим процессом pV'n=const
4 После открытия клапана выпуска газ в процессе такта выхлоп? протека-
ющего практически при постоянном объеме, поступает в выхлопной патрубок
Общую энергию, сообщаемую валу ПД можно определить алгебраическим
сложением работы тактов и умножив сумму на число рабочих тактов в единицу
времени (п/2) и число цилиндров двигатетя Мощность, определяемая таким об-
разом, может быть получена путем интегрирования зависну ости давления в
функции от объема изображенной на ин гнкаторной диаграмме (рис 4 2 б),
и называется средней индикаторной мощностью \ , Эту мощность часто связыва
ют с понятием индикаторного среднего эффективного давления р,, рассчитывае-
мого следующим образом
ин шкаторная средняя эффективная мощность
---------------------------------------------. (4.1)
объем цилиндра X (п 2)
Эффективная мощность есть произведение Nt на механический КПД КПД
уменьшается с увешчением частоты вращения двигателя из-за потерь на тре-
ние и привод агрегатов
Удельным параметром двигателя часто является среднее эффективно^ яв-
ление
эффективная мощность
Ре —------------------------• (4Д)
объем цилиндра X (п/2)
Стандартная диаграмма характеристик двигателя, пример которой представ
лен на рис 4 3, показывает зависимость Лгс от давления во входном коллекторе
частоты вращения it высоты для условий стандартной атмосферы н с учетом ре-
гулировки состава смеси, ведущей к получению максимальной мощности Иногда
максимальная дднтетьная мощность рассчитывается для обогащенной смеси Да
ны также поправки ддя условий нестандартной атмосферы
Двигатель может получать вощух с атмосферным давлением или прсдвар
тельно сжатый нагнетателем (двигатели с наддувом, с нагнетателем или турбо-
компрессором), что отражается на форме стандартной диаграммы
Веском прессорные двигатели. На взлетном режиме (полного газа) давление
на входе отличается от атмосферного на 2—5% В левой части диаграммы мощ-
ность на уровне моря представлена в зависимости от абсолютного дав тения во
входном коллекторе и частоты вращения Прегеды изменения тяги лимитируются
максимально допустимой частотой вращения,
давтением во входном коллекторе, соответствующих! полному газу (дроессть
ный клапан полностью открыт),
предельным давлением на входе на максимальном режиме длительной рабо
ты двигате 1я
Различают следующие режимы и параметры работы двигателя
а) взлетная или максимальная мощность*, которая соответствует макси-
мальной мощности, допустимой на короткий период времени при взлете само-
лета, например в течение 1-—5 мин,
б) номинальная (расчетная) мощность — максимальное значение мощности,
которая может быть использована на таких само ютных режимах, как набор вы-
соты и полет с максимальной горизонтальной скоростью,
в) крейсерский рея им максимально крейсерский, например, при 75% вздес-
ной мощности и 90% максимальной частоты вращения (максима тьная кречсср-
* Взлетная мощность иногда называется максимальной мощностью BJ3I и макси
мальная длительная мощность известна каь максимальная, кроме взлетной мощности
N
е МОМ
112
www. vokb-la. spb .ru
Абсолютное давление Высота, м
во входном коллекторе мм
Рис. 4 3 Пример стандартной диаграммы двигателя без наддува
I — характеристики на //=0 (неполное дросселирование), 2— характеристики по высоте
(полный газ) J— ограничение по давлению во входном коллекторе при продолжительной
работе, 4 — давление Во входном коллекторе, мм рт ст (сухой воздхх)
Замечание Для нахождения реальной мощности по высоте, частоте вращения,
давлению в коллекторе и температуры воздуха на входе необходимо
1) определить точку А на режиме пол юго газа длч данных частоты вращения и дав
ления в коллекторе,
2) определить точку В по кривой для Н—0 тля заданной частоты вращения и да в те
пня коллектора п перейти к точке С
3) соединить А и С прямой и найти точку D, соответствующмо мощности на заданной
высоте,
4) скорректировать мощность точки D для температуры воздуха Т на входе в двнга
1 /^с?
тель по формуле реальная мощность у , где Тст — стандартная темпера ту
ра па заданной высоте (температуры берутся по абсолютной шкале)
ская скорость), и минимально крейсерский экономический, например при 65%
взлетной мощности двигателя
На стандартной диаграмме допустимая зона изменения параметров иногда
указывается в форме ограничения по частоте вращения и давлению во вхоным
коллекторе
Влияние высоты для взлетного режима полного газа ПД показано в право»
части стандартной диаграммы мощности (см рис 4 3) Так как мощность прямо
пропорциональна массовом) расходу рабочею тста (смеси), то эффективная мощ-
ность при заданной частоте вращения и полном газе уменьшается с высотои в
результате снижения плотности воздуха Выражение для расчета этой зависимо-
сти имеет вид
на высоте
на уровне моря
Коэффициент С принимается равным 0,132 ио его значение определено на ос
ковании ограниченного з: с тсрчмептального опыта со звездообразными ПД
При определении на высотах для промежуточных потоженин дросселя
можно использовать тот факт, что при заданной частоте вращения и давлении
на входе мощность будет несколько возрастать в результате уменьшения темпе
ратуры воздуха, что увеличивает массу воздуха, но (аваемого в двшатеть и
(1+0 а —С. (4,3)
113
уменьшает давление в выхлопном патрубке. Это ведет к лучшему? на^хЙУйто
цилиндров.
Связь между мощностью и плотностью воздуха, как было установлено, так-
же носит линейный характер. Используя эту зависимость, можно определить А/,.
для требуемой высоты при заданных частоте вращения и давлен: и на входе.
На рис. 4.3 показано, как это делается графически, путем линейной интер-
поляции. так как шкалы графиков даны в линейном масштабе по плотности.
Двигатели с приводными нагнетателями и турбокомпрессорами. Определяя
мощность ПД по формуле (4.3), например для высоты полета 6 000 м, видим,
что ее величина составляет всего 47% мощности на уровне моря. Это отрица-
тельно сказывается на характеристиках самолета. всличнвая входное давление
путем сжатия воздуха до величины давления на уровне моря, можно восс1ано-
вить потерю мощности. Для сжатия воздуха на входе в ПД (для «наддува; ПД)
обычно используется центробежный компрессор (рис. 4.4), который лрнв >дится
в действие или от коленчатого вала, или от турбины, работающей на выхлопных
газах. .Механические нагнетатели приводятся в действие через трансмиссию, иног-
да с увеличением передаточных чисел. Это означает, что мощность, отбираемая
от коленчатого вала (около 6—10%), несколько уменьшает выходную мощность
и увеличивает расход топлива в соответствии с выходной работой
двигателя.
Турбокомпрессоры не только увеличивают давление на входе, но н на выхо-
де, в результате чего в процессе рабочего такта цилиндр сделает большую работу
и не будет заполнен целиком. Примерно треть энергии сжигаемого топлива заклю-
чена в выхлопных газах, и эта энергия поглощается турбиной, что уменьшает вы-
хлопную тягу. Правда, эта тяга пренебрежимо мала, и ее обычно не учитывают,
если только двигатель не снабжен специальным соплом или другим устроиством
для ее использования.
Смешанные двигатели могут иметь различную конфигурацию. ПД изобра-
женный на рис. 4,4, оборудован механическим нагнетателем н дополнительной
турбиной, передающей свою мощность иа вал. Эта схема двигателей может счи-
таться промежуточной между ПД и ТВД. Из-за сложности смешанные двигате-
ли не нашли применения.
ПД С не «аиическим
нагнетателем
ПД с турбоком-
прессором
Рис. 4.4. Способы повышения мощности поршневых двигателей
114
Хара к терн с ним
при Н 0 (непол-
ное дроссели-
рование )
—I—!—1—1—1
Частота
вращения
1950
___1850
П50
1650\
1550
SOO
^800
зо
e 600
S 400
-300
200
1500
1,8 2,4 3,0 3,6 4,2 4,8 54 6,0 6.67,2
Высота х 1000 м
<7 Взлет
формальная?
взлетной
34____*<?
32
%
+<V*.
'V.
28
100
20 24 28 36 40 0 0.6
Абсолютное давление на входе,ммртст.
Частота
вращения
2050
1950
1850
1750
1Б50
1550
. 4.5. Диаграмма характеристик ПД с нагнетателем
Нагнетатели нагревают воздух, поступающий в двигатель, уменьшая тем са-
мым его массовый расход, в связи с чем иногда применяют промежуточное охлаж-
дение для компенсации этого эффекта.
Как правило, двигатель с нагнетателями не допускается использовать на пол-
ную .мощность на малых высотах (рис. 4.5), так как давление воздуха на входе
возрастает и двигатель, рассчитанный на это давление, становится слишком тя-
желым. Ограничения по давлению на входе обычно оговариваются для условий
взлета, для режимов максимальной (продолжительной) и крейсерской мощностей.
С увеличением высоты можно постепенно увеличивать режим двигателя и
мощность приводною нагнетателя, пока не будет достигнут режим полного газа
па расчетной высоте. Ниже расчетной высоты мощность поддерживается практи-
чески на постоянном уровне. Выше расчетной высоты она линейно уменьшается
пропорционально плотности воздуха, как и у двигателей без нагнетателей.
Управление двшателем и расход топлива в крейсерском полете. Обеднение
топливовоздушной смеси приводит к низким расходам топлива. Однако это род
ко используется для двигателей с высокими степенями сжатия из-за опасности
возникновения детонации. Поставщик двигателя обычно сообщает данные, отра-
жающие зависимость удельного расхода топлива от частоты вращения и мощно-
сти для различных составов топливовоздушной смеси. На основании этих данных
и зависимости скорости самолета от эффективной мощности винта можно опре-
делить наиболее выгодные условия крейсерского полета с минимальным удельным
километровым расходом топлива.
4.2.2. Конструкция двигателя и ее влияние на летные
характеристики
На рис. 4.6 построена зависимость взлетной мощности различных двигателей в
диапазоне 50—450 1. с. от рабочего объема цилиндра. Удельная литровая эффек-
тивная мощность этих двигателей лежит в пределах 25—50 л. с/л. Ниже анали-
зируются различные способы повышения удельной мощности ПД и их влияние
на характеристики самолета (рис. 4.7).
Карбюраторный безредукторный ПД без компрессора Удельная мощность
такого двигателя на уровне моря 25—30 л. с./л принимается за 100%. Макси-
мальная частота вращения меняется в пределах от 2 500 до 2 800 об/мин. При
115
Рис. 4.6. Зависимость взлетной мощности ПД от объ-
ема цилиндра (по данным справочника Jane's. АП
World Aircraft, 1972 -197,3 гг.):
Рис 4 7. Пути конструктивного усо-
вершенствования ПД (значение сим-
волов приведено на рис. 4.6):
Г — число цилиндров; 2' — четырехтактные; 3' —
двухтактные, 4' — шесть цилиндров в ряд, 5 —пря-
мая связь с винтом, 6'— через редуктор, 7' — с нор
мальноЙ подачей воздуха; S' — с нагнетателем; 9' —
с турбокомпрессором; 10'— карбюраторный, 1Г— с
впрыском топлива
а — зависимость мощности от вы-
соты; б—изменение удельного рас-
хода топлива в зависимости от но-
минальной мощности
большей частоте вращения или недопустимо увеличивается окружная скорость
лопастей винта, или приходится уменьшать диаметр винта, снижая его КПД
ПД с редуктором. Применяя редуктор между коленчатым валом и винтом
с понижающим передаточным числом, можно увеличить частоту вращения вала
до 3200—3400 об/мин. ПД Континенталь «Тиара» работает даже при 4000—
4400 об/мин Для заданных величин ре и объема цилиндра эффективная мощ-
ность в соответствии с формулой (4 2) возрастает. Редуцирование частоты врашс
ния приведет к потере нескольких процентов мощности ПД. повышению массы
на 12% и стоимости на 50% [4 13]. Однако ПД с редукторами имеют удельную
м лцность 33—35 л с/л. Необходимо также считывать следующие факторы*
появление вибрации ПД от крутильных ко юбаний коленчатого вэ.а;
двигатели с высокими скоростями движения по шней имеют уменьшенные
межремонтные сроки службы (рис. 4 8)
Влияние геометрии цилиндра. Для заданного значения скорости поршня и
рабочего объема цилиндра развиваемая мощность может быть у всличена лу
тем:
выбора большего отношения диаметра цилиндра к ходу,
уменьшения хода поршня в результате увеличения числа цилиндров (Уцил),
что ведет к большим частотам вращения
116
www. vokb-la. spb .ru
В работе [1 13] показано, что мощность
увеличивается пропорционально (#ц„Л)1/3, од-
новременно требусюя соответствующая кор-
ректировка редуктора для привода винта
Влияние степени сжатия. Увеличение стс'
пени сжатия и соответственно тепловою КПД
приводит к росту ре, удельной литровой мощ-
ности и снижению удетьною расхода топлива.
Топливо с низкой сортностью (80/87) можно
использовать при степенях сжатия до 7,5, и.
когда степень сжатия повышается до 8—10,
необходимо применять топливо с октановым
числом 100'130.
Влияние впрыскивания топлива Впрьп
кивание топ шва приводит к ею более -ффек-
500’——1—।'—।—।—I_____।_I—
8 9 10 11 <у. 12
Средняя скорость поршня,м/с
тивпому сгоранию и повышению теплоотдачи
на несколько процентов. Еше более важным
при этом является эффект уменьшения расхо
да топлива примерно на 10% на малой часто-
те вращения Применение системы впрыска
Рис. 4 8 Влияние скорости
ча [межремонтный срок
(SXE Paper 7I03M)
поршня
службы
топлива увеличивает нч 6% массу и па 18% стоимость двигателя.
Дополнительные преимущества. Допо тигельным npei м) ществом ПД
с над-
дувом кроме их повышенной эффективности на высотах, указанной в подразд.
4 2 2, является возможность использования сжатого воздуха в системе кондицио-
нирования II наддува кабины Принципиальная схема такой системы изображе-
на на рис 4 9
Гидравлическая система
или маслосистема
Рис. 4.9. Схема наддува кабины от ПД с турбокомпрессором;
1 — вал; 2 — компрессор; 3 турбина; 4 — корпус клапана даойного действия; 5 — пере-
пускной клапан, 6 — р спределнтельный клапан; 7 — регулятор переменного давления; 8
регулятор постоянного давления; 9— трубка Вентури
117
Пример улучшения характеристик самолета путем использования нагнетате-
ля представлен на рис 4 10. В этом случае нагнетатель практически не увели-
чивает давление на входе на уровне земли Хотя для улучшения параметров
взлета и набора высоты можно с помощью нагнетателя повысить это давление
на уровне моря, например до 1,5 кг с/см2 Это дает заметный эффект Пример на
рис' 4 7 показывает, что на высоте 6150 м двигатель, имеющий без наддува
только 47% мощности, при использовании нагнетателя обеспечивает относитель-
ную удельнхю литровую мощность 110% ПД с редуктором винта и нагнетате-
лем имеет удельную взлетную литровую мощность не менее 40—50 л с /л и даже
выше Увеличение массы двигателя примерно на 18% в случае применения на-
гнетателя с приводом от вала и на 30% при использовании турбокомпрессора
будет оправдано улучшением характеристик. Для предотвращения детонации сте-
пень сжатия должна быть низкой
Истинная воздушная с кор ость,км/ч Истинная воздушная скорость, км/ч
1500 1650 1800 1950 2100 2250 2400 2550
Дальность на крейсерском режиме,км
1500 1650 1800 1950 2100 2250 2400 2550
Дальность на крейсерском режиме, км
Рис. 4 го. Летные характеристики вариантов самолета «Пайпер* «Навахо*, оборудованного
ПД без наддува и ПД с турбокомпрессором:
/ — Пайпер «Турбо Навахо*, полная масса 2950 кг, стандартная температура: 2 — Пайпер
«Павахо-300», полная масса 2820 кг. стандартная температура ПД без наддува, 3— Пайпер
«Навахо 300», полная масса 2820 кг. попетый jaiiac топлива 850 л. стаггдартная температх-
ра; 4 — Пайпер «Турбо Навахо», полная масса 2950 кг, полезный запас топлива 850 л,
стандартная температура, 5 — без резервного запаса топлива; 6—резервный запас топлива
на 45 мин полета
118
www. vokb-la. spb ,ni
Вэлпная или нормальная мощность при н_0 л t
Рис. 4.11 Обобщенные взлетные характе-
ристики различных ПД на уровне моря в
условиях MCA:
1 — объем цилиндра; 2 — отношение дав-
ления во входном коллекторе к рс: 3—
атмосферное давление, 4— степень сжа-
тия, 5 —с нагнетателем, 6—с турбоком-
прессором, 7 — карбюраторный, 8—с
впрыском топлива, 9—поправка на вра
щенне; 10— прямая связь с валом вннта;
И — через редуктор; /2 — четырехтактные
ПД, 13 — с нормальной подачеп воздуха,
14 — с нагнетателем; 15 — с турбокомпрес-
сором; 16 — зачерненные знаки — наличие
редуктора, 17 — знаки с флажками —
впрыск топлива; /8 — двухтактные ПД
19— с нормальной подачей воздуха, пря-
мая связь с валом, карбюраторный; 20—
ротативные двигатели внутреннего сгора-
ния
Рис 4.12 Обобщенные массовые характери-
стики различных ПД:
"•цил — число цилиндров; —
нормальная подача воздуха; йппр = 1,00 —
карбюраторный двигатель; ^впр—1,08 —
двигатель с впрыскиванием топлива, kT —
= 1.00— двигатель с прямой связью с ва-
лом; kr= 1,12 — двигатель со связью с ва-
лом через редуктор (другие символы см.
на рис. 4.11)
Мощные двигатели (3000 л с ), ко-
торые использовались в прошлом, прин-
ципиально могут быть улучшены путем
использования смешанной схемы, приве-
денной на рис 4.4. Несмотря на слож-
ность, теоретически такие двигатели .мо-
гут конкурировать с ТВД
На рис 4 11 представлены графики полуэмлирических поправок для взлет-
ной тяги и других параметров*
^вз1—• Сн/?в,р/?вр/?г VlF[tlpH |qqq
-е”1 1),
(4.4)
где С = 25 для объема цилиндра четырехтактною двигателя в литрах. Масса
двигателя оценивается следующим образом (рис, 4.12)
G — -J? V дг1/3)0-®5й“ (л 5)
V* ДВ -- ^кнагнкв1гркгг НИ!ПИЛ/ ' V*’°/
где для четырехтактного двигателя С —30,465, если объем цилиндра в литрах,
а масса в кг
Эти зависимости можно использовать для сравнения двигателей с различ-
ными техническими характеристиками и для оценки массы
4.2.3, Классификация по расположению цилиндров
Все ПД, предназначенные для использования на самолетах, в настоящее время
имеют воздушное ох шждение Типовые схемы ПД представ тепы па рис 4 13
Наиболее распространенной является схема ПД с горизонтальными противо-
лежащими цилиндрами (рис. 4 13, а). Примерами могут служить известные се-
119
Рис. 4.13. Классификация схем ПД по
расположению цилиндров:
и — с горизонтальными противолежа-
щими цилиндрами; б — V-образный;
d — однорядный; г — звездообразный
рии ПД Авко Лайкоминг (например, IGSO-540 А, рис. 4.14) и Континенталь.
Это плоский двигатель с относительно небольшим миделевым сечением и хорошо
сбалансированный. Эффективность воздушного охлаждения сохраняется при рас-
положен и до четырех цилиндров на каждой стороне. V-образный двигатель (см.
рис. 4 13, б), который уже не строится, имеет меньшую площадь, чем у двига-
теля первого варианта Однорядный ПД с расположением цилиндров по продоль-
ной осн обладает наименьшим миделевым сечением Для однорядного ПД с чис-
лом цилиндров более четырех возникает проблема п.\ охлаждения, особенно в со-
четании с толкаюшям винтом. В прошлом эта схема широко применялась при ис-
пользовании на ПД водяного охлаждения Рядный двигатель, установленный в
120
www. vokb-la. spb .ru
гондолах на крыле, оказывает наименьшее неблагоприятное влияние на сопротнв
ление о подъемную силу. При расположении двигателя с тянущим винтом в носо-
вой части фюзеляжа миделево сечение самолета определяется поперечным сече-
нием кабины. В этом случае единственное преимущество рядного двигателя за-
ключается в улучшении обзора, особенно при расположении сидений в ряд. Для
компоновки кабины с расположением ейденнй тандем применение рядного дви-
гателя оправдано.
Звездообразный ПД (рис. 4.13, г) имеет наибольшее миделево сечение с боль-
шим сопротивлением, но создает прекрасные условия для охлаждения, что ле-
тает его пригодным на нескоростных летательных аппаратах с длительным вре-
менем полета (вертолеты, сельскохозяйственные самолеты). В свое время строи-
лись и широко применялись двухрядные звездообразные ПД с 7—9 цилиндрами
в ряд, например на самолетах Локхид «Констеллейшн», Дуглас DC-6. В настоя-
щее время звездообразные ПД строятся преимущественно в странах Восточной
Европы.
4.2.4. Двухтактные и ротативные двигатели
Двухтактные двигатели бывают только малой мощности и применяются на пла-
нерах и беспилотных летательных аппаратах Их преимуществами являются чрез-
вычайная простота, низкая стоимость, малая удельная масса (отношение сухой
массы к эффективной мощности на валу), К числу недостатков относятся не-
эффективное сгорание, высокий расход топлива, нестабильное зажигание и труд-
ность запуска. Эти недостатки могут быть частично исправлены применением
впрыска топлива, наддува и повышением частоты вращения, но все это в ущерб
перечисленным выше преимуществам.
Ротативные двигатели или двигатели Ванкеля для самолетов пока еще нахо
дятся в стадии экспериментальных исследований. До 197УТ единственным лет-
ным образцом был двигатель Кертис-Райт RC-2, установленный на малошумном
оазведчнке Локхид «Кустар» и некоторых планерах.
С точки зрения функционирования ротативный двигатель сравним с двух-
тактным ПД: у него нет клапанов пуска и выпуска и половину^ времени цикла
он не работает как компрессор, что характерно для четырехтактного двигателя.
Это дает возможность получить большую удельную литровую мощность (на еди-
ницу объема цилиндра), что делает ротативные двигатели легче и компактнее.
Например, упомянутый двигатель RC-2/60 при эффективной мощности 200 л. с.
имеет объем цилиндра 2 л и частоту вращения эОООоб'мпн, Проект двухместного
тренировочного самолета Фэнтрейнср AVVI 2 (ФРГ) предусматривает применение
четырех дискового ротативного двигателя мощностью 300 л. с. Он будет оснащен
винтами небольшого диаметра, установленными из-за высокой частоты вращения
в кольцевых обтекателях
Второе важное преимущество ротативного двигателя заключается в том, что
вращающиеся диски двигателя не совершают возвратно-поступательного движе-
ния Эго дает возможность передавать движение дисков непосредственно на вал
с меньшими вибрациями и шумом Кроме того облегчается балансировка, винт,
остановка двигателя, повышается компактность.
Исследовательские работы по этим двигателям направлены главным образом
па улучшение уплотнения между вращающимися диском и стенкой цилиндра и
получение наиболее благоприятных характеристик сгорания. В связи с высокой
частотой вращения редукторы для этих двигателей будут иметь большее переда-
точное число по сравнению с обычными двигателями.
На рис. 4.11 показаны характеристики некоторых дв хтактиы.х двигателей и
ротативного двигателя RC-2/60 в зависимости от того же параметра, чт ) для че-
тырехтактных двигателей. Первые два типа двигателей имеют внешние характе-
ристики всего на 10—15% выше, чем у четырехтактных двигателей. Улучшение
характеристик ротативного двигателя достигается главным образом благодаря
высокой частоте вращения без усложнения балансировки. Четырехтактный ПД
Континенталь «Тиара» [4 17] также интересен в этом отношении, так как на нем
используется новый способ уменьшения крутильных колебаний при запуске. Это
дает возможность увеличить рабочую частоту вращения до 4400 об/мин, повы-
сить удельную литровую мощность и снизить уровень шума.
121
-= = С
122
www. vokb-la. spb .ru
4.3. ОСНОВНЫЕ СВОЙСТВА ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
ДЛЯ ДОЗВУКОВЫХ САМОЛЕТОВ
Несмотря на кажущееся многообразие конфигураций газотурбинных двигателей
(рис. 4 15), их можно сравнивать на основании термодинамических свойств.
Большую часть газотурбинных силовых установок, предназначенных для
гражданской авиации, можно отнести к одной из следующих категории
одноконтурные или простые турбореактивные двигатели (ТРД);
двуктонтурные или турбовентиляторные двигатели (1 РДД);
газотурбинные, приводящие в действие винт (турбовинтовые — ТВД) или
вал (турбовальныс).
Категорию двигателей, которые приводят в действие вал (турбовальные), в
дальнейшем будем относить к турбовинтовым двигателям. Двигатели с форса-
жем, предназначенные для сверхзвуковых скоростей и военных самолетов, не рас-
сматриваются в настоящем разделе.
При сравнении газотурбинных двигателей целесообразно разделить их па сле-
дующие составные части:
1) газогенератор, являющийся источником газов большой энергии;
2) движитель, который преобразует энергию газов в полезную тяговую мощ-
ность (тяга, умноженная па скорость).
4.3.1. Газогенератор
Газогенератор является важнейшей частью двигателя, в которой происходит
установившийся процесс образования горячих газов в соответствии с циклом
Брайтона (рис. 4 16).
Газогенератор состоит из следующих основных элементов:
1) входной канал, в котором "воздушный поток разгоняется или тормозится
с минимальными потерями до требуемой скорости на входе в компрессор;
2) компрессор (компрессоры), где воздух сжимается рядом ступеней по по-
литропическому закону;
3) камера (камеры) сгорания, в которую впрыскивается топливо и сгорает
при практически постоянном давлении;
4) турбина (турбины), в которой часть энергии, необходимая для привода
компрессора, отбирается от горячих газов по политропическому закону.
На диаграмме цикла в координатах энтальпия—энтропия на рис. 4 16 по
разнице в значении энтальпии между точками 0 и 5 можно заключить, что часть
Рис 4.16 Термодинамический цик.л i азогенератора двигателя
123
www. vokb-la. spb ,ni
Газогенератор
Двигатель
Чисто реактивный
Двухконтурный
Винт
Турбовинтовой
Рис <4 17. Схематичное представление самолетных газотурбинных двигателей
энергии газогенератора теряется в атмосфере в форме тепла Оставшаяся часть
является полезной изэнтропической энергией (L >f,p—-обратимая энергия), кото
рая используется для сиздзшгя тяги Эта энергия эквивалентна кинетической энер-
гии, которую получили бы газы при изэнтропическом расширении до атмосфер-
ного гав тения
Термодинамические характеристики газогенератора определяются удельной
обратимой энергией и эффективным КПД Удельная обратимая энергия Добр/т.
описывается в безразмерной форме следующим образом
^ббр
тгс^Г н
(4.6)
В дальнейшем параметр Г буд^т называться функцией газогенератора Эф-
фективным КПД определяется следующими зависимостями
увеличение изэнтропической энергии
количество теша, получаемою в камере сгорания’
I
^•обр Д тгУ2
тгср(Тг — 7\ с)
Температуры Т с и Гг соответствуют температурам газа на входе в камеру
сгорания и турбину (рис 4 17) В при южении Н дана методика приб тленного
расчета Г и т]с в зависимости от высоты, окружающей температуры и числа ?4
Степень сжатия компрессора и температура перед турбиной рассматриваются как
характеристические параметры газогенератора Необходимо так/ле учитывать
потери давленая и КПД ичкла Термодинамические расчеты эт гх параметров
можно найти в работах [4 30 п 4 39]
4.3.2. Движитель (тяговое устройство)
Движитель-—это часть двигателя которая преобразует обратимуоо энергию та-
гов в количество движения Типы движителей изображены схематично н i рис
t 17 в Bine отдельных элементов двшателя, как, Hanpivep, вентилятор на выхо-
124
www. vokb-la. spb ,ni
де (см pnc 4 15) Для других конфигураций
выделить движитель трх днее по причинам, рас-
смотренным ниже
Критерием для сравнения газовых тхрбин
является тяговый КПД
полезное количество движения
увеличение изэнтропическом энершц
(4. 9)
XV
или
(4,10)
^•обр rtifV-
На рис 4 18 представлены кривые измене-
ния тяговых КПД для различных типов дви
гателеи в сравнимых условиях
Рис 4 1S. Изменение тягового КПД
двигателей дозвуковых самолетов
4.3.3. Реактивный двигатель
Движителем реактивного двигателя (рис 4 19, а) является сопло, в котором газ
ускоряется и выбрасывается наружу (рис 4 17) На двигателях для дозвуковых
само ютов обычно применяется сужающееся сопло В расчетном режиме (высокая
частота вращения) поток на срезе сопла современного ТРД достигает скорости
звука, такое сопло называют «запертым» или критическим Локальное статиче-
ское давление на срезе сопла (рс) будет больше окружающего, поэтому в до-
полнение к импучьсу тяги, ТРД создает тягу вследствие избыточного дав тения
Разработчики двигателей обычно определяют общую тягу в виде
Л=тг (с5 — У) + Fc (jpc — рн). (4.11)
Для почучения простой зависимости длч тягового КПД используется поля
тис идеальной тяги
— тг (Уг Ю-
(4.12)
Скорость Кг при расширении газов до атмосферного давления достигается
на некотором расстоянии за срезом сопла Если для упрощения предположить
полное расширение газов по изэнтропической зависимости, тяговый КПД опреде
лнтся следующей формулой
mAVv-V)V
>р~ \ 1
2
1 +ИГ'И’
(4.13)
Это выражение напоминает известный КПД Фру да На малых скоростях
(взлет, набор высоты) УГЭ> V и т|р низок, на больших скоростях он достигает
значения 0 5 (см рис 4 18)
4.3.4. Турбовентиляторный двигатель
Хотя принцип двухконтурного двшатсчя (см рис 4 19, б) запатентован еще в
1937 г а первый образец построен в 1946 i , широкое применение ТРДДсгдчо
возможным только после создания компрессоров с высокими степенями сжатия
и турби I рассчитанных на высокие температуры.
* Имеется в вид^ ТРДД Метрополиип Виьксрс F 2/3 с задним расположением вептп
лятора.
125
Рис. 4.19. Примеры конфигурации
турбореактивных двигателей (дан
ные см. в табл. 6 I):
а - ТРД
ТРДД с
турности
«Спои»,
пенью
Газогенератор
Вентилятор с регули-
Редуктор руемыми лопатками
Акустическая
облицовка
Роллс-Ройс «Двои»; и —
малой степенью двухкон
(т=-1) Ролле Роне
в — ТРДД с высокой сте-
двухконтурности (/?i=5)
Ролле Ройс RB 21), г схема про-
ектируемого двигателя Роллс-Ройс
/Бристоль Сиддли М-453 с т—10,5,
ред\цнрусмым вентилятором с ло
пастями переменного шага, окруж
пая скорость вентилятора 320 м/с,
скорость истечения из газогенера-
тора 275 м/с, скорость истечения
из вентилятора 180 м/с
126
www’ vokb-la. spb.ru
До 1960 г. на транспортных само-
тетах при меня лея ТРД, но за послед
нее время он был полностью вытес-
нен в гражданской авиации двухкон-
турным двигателем.
Движитель ТРДД (см рчс 4 17)
состоит из следующих элементов.
1) тхрбина низкого давтенпя, ко-
торая отбирает энерино газов н пере-
дает ее на вал или непосредственно
Средняя степень
дйухкоцтурноспн!
на вентилятор-
21 компрессор низкого давления
(вентилятор), которым сжимает воз
дух хо [одного контура;
3) реактивные сопла, останов-
ленные как в горячем конторе газо-
генератора, так и в холодном конту-
ре вентилятора. Небольшой выигрыш
в тяге, кроме того, можно получить
смешивая газы холодного и горячего
контуров в специальном смесителе.
Так как обратимая энергия в
ТРДД распределена на большее ко-
личество воздуха, чем в ТРД, сред-
няя скорость истечения у него будет
меньше согласно формуле (4.13), а
тяговый КПД выше (см. рис. 4.18).
Однако передача энергии от горячего
контура холодному связана с опреде
ленными потерями, поэтому улучшение
при
что
НИЯ
Высокая степень
ВВукконтурнссти
Рис. 4 20. Различие в конфигурации ТРДД с
малой, средней и высокой степенями дв^хкон-
турности
--- --------- ------- ---------; характеристик будет достигаться только
высокой удельной эффективной мощности [азогенератора. Можно показать,
рациональность применения принципа двухконтурностп зависит от выполяе-
следующего фундаментального условия:
Г >Y 1 М2 ^вХ , (4.14)
4 т(г.венг
где Т|вх — изэнтропический КПД воздухозаборника вентилятора (см. рис 4.16),
а 1)т вент — КПД процесса передачи энергии от горячего контура холодному
(т)т вснт = ЛтЛвеПт). Современные газогенераторы на дозвуковых скоростях легко
удовлетворяют этому условию, чего нельзя сказать о сверхзвуковых скоростях
Наиболее важных! параметром двухконтурного двигателя является отношение
массового расхода воздуха, проходящего через вентилятор (/пВеВт), к массовому
расходу газогенератора (тф называемое коэффициентом или степенью двухкон
Турности:
^нент
т - -—.—
тг
(4.15)
Очевидно, что для обычного ТРД /и = 0 Различают следующие виды ТРДД
(рис 4.20)-
а) с низким коэффициентом двухконтурности (т<2). Воздух холодного кон-
тура у этих двигателей проходит по своим каналам вокруг основного контура и
иногда смешивается с воздухом горячего контура;
б) с высоким коэффициента дв\хконтчрчости (ш>2) Двнгатст-1 эпио вита
оборудуются сравнительно коротким обтекателем вентилятора, хотя по соображе-
ниям снижения уровня шума звукопоглощающую облицовку легче установить в
удлиненный канал.
Тяга ТРДД опре. еляется по формуле
Я = У) m(c5 —V) + Fc(pc —рн) , (4.16)
г.венг
в которой массовый расход и условия истечения учитываются для газогеш раго-
ра и вентилятора.
127
www. vokb-la. spb .ru
4.3.5. Турбовинтовой двигатель (ТВД)
Движитель 1вигате !Я лого типа состоит (см рис 4 17) из 1) ситовой турбины,
2) вала с редактором, 3) винта, 4) выхлопного сопла для выхода газов
Основная энергия газов идет на привод в действие винта Эффективная тя-
говая мощность выхлопных газов составляет 10—20% от мощности иа валу, а за
вычетом входного импульса (mrV) на большой скорости уменьшается до 5—
10% В случае турбовальных [вигатс гей их эффективная мощность целиком со-
средоточена на валу Можно показать, что тяговый КПД ТВД, определенный
формулой (4 10), равен произведению КПД турбины, редуктора и винта
= Ti rTi ме хт яинт * (4 17)
На скоростях полета до М=0,5 0 6 тяговый КПД 1ВД выше, чем у ТРЦ
(см рис 4 18) Однако с увеличением скорости явление сжимаемости воздуха
на концах лопастей винта резко снижает его КПД
Общая мощность ГВД часто определяется как эквивалентная мощность на
валу
N э — + • (4.18)
Т,НИН г
Поскольку в статических условиях V=t]Buht=0, второй член формулы ста-
новится неопределенным, поэтому иногда записывают в следующем виде
/?Р
Л%- + ГТТ, (4.19)
1
не тяга вследствие истечения газов сравнивается с тягой винта, равной статиче-
ской тяге 1,25 кгс, созтаваемой мощностью в 1 .1 с на вазу вин-а
4.3.6. Общий КПД, удельный расход топлива
и удельная тяга (мощность)
Указанные выше понятия эффективного и тягового КПД даны для того чтобы
иметь возможность сравнивать различные типы двигателей с одинаковым (азо-
генератором по принцшл работы движителя
Разделение на газогенератор и движитель может, однако, быть условным,
когда рассматривается конкретный двигатель
Так, внешняя часть вентилятора, которая сжимает воздух холодного контура,
образует движитель, в то время как внутреннюю его часть следует отнести к га
зогенератору Турбина низкого давления передает мощность как вентилятору,так
и газогенератору Общая степень сжатия ТРДД поэтому есть сумма степеней
сжатия вентилятора н компрессора высокого давления, когда вентилятор распочо
жеи до него
В некоторых публикациях по ТРДД тяговый КПД рассматривается как КПД
Фрх ia исходя из осреднеиноп скорости истечения В этом сзучае ффекгцзныи
КПТ, должен учитывать потери в вентиляторе и турбине низкого давления
Полный или общий КПД определяется по следующей зависимости
полезная тя1 овая мощность RV
то =---------------------------= Т~ * (4.20)
теплосодержание топлива Сги||//
где q—-теплотворность топлива
Суммарный КПД можно разделить иа КПД ыоранич
тепло, вырабатываемое в камере сгорания
\г — . (4.21)
теплосодержание топлива
Эффективный и тяговый КПД определяются формулами (4 7) и (4 9) Сле
довательно,
К]0 — \г
(4.22)
128
При оценке эффективности двигателя часто испочьзустся утельУУЙЖ^Й&Й^ эЬ.п1
топлива Для ТРД удельный тяговый расход топлива сл определяется следую-
щим образом
расход топлива в час
= Г--------------------. (4 23)
* располагаемая тяга
Для ТВД удельный расход топлива по мощности се имеет вид
расход топлива в час
се = . . (4.24)
мощность (или эквивалентная мощность) на валу
Поскольку расход топлива является прямым показателем количества тепла,
подаваемого в двигатель, то на основании выражений (4 20) и (4 23) можно вы-
вести следующую формулу.
с/? = С—, (4.25)
КГ/Ч „
где с., — в------и С =8,435 для V — в м/с и о в ккал кг.
к кге
Если принять скорость звука на уровне моря равной 340 43 м/с и считать
10 300 ккал/кг, то приведенный тяговый удельный расход топлива
выражается формулой
0,2788 Л (4 26)
I Т т.о ’
где Т — относительная температура окружающего воздуха.
Удельный расход топлива в крейсерском полете определяет количество топ-
лива, необходимое для преодоления сопротивления, и является основным пока-
зателем экономичности двигателя Для обычного ТРД сп меняется мало по ско-
рости Так как для ТРДД диапазон изменения ся увеличивается с ростом степени
двухконтурности, их можно рассматривать как промежуточный вариант между
ТРД и ТВД, сечи расход топлива последнего отнесен к выходной мощности и так-
же мало меняется по скорости
Удельная тяга реактивного двигателя показывает, какая часть тяги прихо-
дится на единицу расхода воздуха
/? располагаемая тяга
6В весовой расход воздуха
Удельную тягу можно также выразить через отношение расхода топливовоз-
душной смеси к удельному расходу топлива С увеличением удельной тяги раз-
меры входного канала в двигатель и сопротивление двигателя уменьшаются По
этому признаку можно сравнивать двигатели с одинаковой механической схе-
мой
Объединяя формулы (4 12), (4.13) и (4 27) для обычного ТРД, удельную тягу
можно связать с тяговым КПД
-г— = — I — — 11 для m — 0. (4.28)
GB g \ '
ТРД с относительно высоким тяговым КПД будет иметь низкую удельную
тягу на данной скорости полета Этот вывод справе лив и для ТРДД Это озна-
чает, что при проектировании или выборе двигателя для конкретного самолета
необходимо искать компромиссные решения между противоречивыми требования-
ми Дзя самолета с большой дальностью полета большое значение имеет низкий
расход топлива (т е высокий т]Р) Когда же требуется большая тяга на корот-
кое время, необходимо выбирать двигатель с высокой удельной тягой.
5—1221
129
www. vokb-la. spb.ru
Для ТВД мощность двигателя может быть отнесена к массовому расходу
воздуха через двигатель. Удельная мощность максимальна, когда Г* достигает
наибольшего значения, но это условие опять не совпадает с минимальным удель-
ным расходом топлива и также требует компромиссного решения.
4.3.7. Анализ цикла двигателя
При отсутствии готового двигателя для проектируемого самолета или при про-
ведении параметрических расчетов иногда возникает целесообразность анализа
цикла двигателя с различными конструктивными параметрами в качестве пере-
менных. Разработчики двигателей, так же как некоторые самолетные фирмы,
имеют машинные программы для выполнения этих расчетов Методики таких
исследований можно найти в работах [4 25, 4 26, 4 29 и 4.50].
В приложении Н даны аналитические выражения, которые, несмотря на \ про-
щения, позволяют провести первоначальную оценку характеристик двигателя
на этапе предварительного проектирования самолета. Этот метод используется
в расчетах, приведенных ниже.
При проведении расчетов характеристик двигателя необходимо различать.
1) характеристики на расчетом режиме;
2) характеристики при отклонении от расчетного режима
Расчетная точка соответствует условиям работы при высокой частоте вра-
щения н оптимальных КПД компрессора и турбины. Расчетный режим выбира-
ется для характерных этапов полета, таких как взлет, набор высоты, крейсер-
ский полет Таким путем двигатель подгоняется как можно ближе к условиям
работы на наиболее критических режимах полета самолета. Для ТРД расчетный
режим соответствует обычно условиям взлета, а для ТРДД — это крейсерский
режим
4 4. ВЫБОР ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ
Наиболее важными параметрами, определяющими характеристики двигателя, яв
ляются:
1) КПД цикла и потери давления,
2) суммарная степень сжатия компрессора-газогенератора (=Ti,s);
160
Рис. 4 21. Влияние изменения КПД цикла
на характеристики ТРДД при М==0,9 /тро-
попауза), т=9, л*,!=3б, Тг = 1750 К, поте-
рях на входе 2% от 1/2 pV:, T]h=TlT=
=Vht=85^- К/бв = 13,1 с, cR-—О.СЗ 2^-
кге
3) температура на входе турбины
(П),
4) степень двухконтурности (т);
5) степень повышения давления вен-
тилятора Лвент.
Как показано на рис 4 21, повыше-
ние КПД цикла — эффективный метод
повышения характеристик двшателя. В
упрощенном приведенном примере новы
шение КПД на 5% (с 85 до 90%) при-
водит к снижению расхода топлива на
11% и увеличению удельной тяги на
16% ТРДД с высоким m более чувстви-
тельны к повышению КПД цикла Сле-
дует отметить, что повышение КПД на
5% эквивалентно снижению потерь на
1/3. Методы, которыми это достигается,
не затрагиваются в настоящей книге
Рассмотрим теперь значение других
параметров, влияющих на.
1) расход топлива в крейсерском ре-
жиме;
2) удельную гягу при различных ус
ловиях и уменьшение тяги по высоте и
скорости (гратиент падения тяги);
* См подразд. 4 3 1.
130
3) массу и внешнее сопротивление установленной на самолете SDb ru
новей; '1
4) шум дв! отеля
Первоначальная стоимость, техническое обслуживание и ресурс являются
очень важными факторами, определяющими выбор двигателя, но их учет затруд-
нен в связи с недостатком данных о степени их влияния на выбор двигателя.
Единственное общее положение в этом случае говорит о том, что стоимость лип
гатсля и технического обслуживания возрастают пропорционально сложности
конструкции
4.4.1. Суммарная степень сжатия
При проведении анализа цикла ТРДД с различными давлениями и температура-
ми в расчетных устовиях удобной формой пподставления результатов могут быть
диаграммы, аналогичные изображенным на рис. 4 22 и 4.23 Изображение данных
в координатах, приветенная удельная тяга — приведенный удельный расход топ-
лива делают их пригодными для различных высот Расчетные кривые показыва
ют. что для всех схем двигателя увеличение п. „ ведет к уменьшению удельною
расхода топлива в крейсерском полете
Для получения высокой у [с.тьной тяги в крейсерском полете (см рис 4 22)
или при взлете (см рис 4.23) при заданном значении Тг высокие степени сжатия
не требуются В случае применения ТРД, например, с 77=1000 1200 К в крей-
серском полете условия максимальной удельной тяги соответствуют лЬд = 7 8,
а на взлете 9. II Для ТРДД эти величины выше и достигают значений 12.. 16
(см. подразд. 4 4.2). Принимая во внимание тот факт, что в определенных преде-
лах увеличение n,s выше указанных оптимальных величин мало влияет на удель-
ную тягу, конструктор обычно стремится выбрать высокие степени сжатия кото-
рые ведут к лучший! показателям по расходу топлива на расчетном режиме и при
уменьшенной частоте вращения
До 1953 г турбореактивные двигатели оборудовались одноступенчатыми
центробежными компрессорами (см. рис 4 15) с максимальной степенью сжатия
около 4 Поскольку эти двшатели имели высокий расход топлива и большое ми-
делево сечение, они были вытеснены двигателями с осевыми компрессорами (см.
рис 4 15 и 4 19, а). На небольших двигателях, таких как Гаррет Эрисич ATF-3,
применяется в последнее время смешанная схема осевого и центробежного комп-
рессоров, дающая приемлемые степени сжатия и небольшое миделево сечение
Осевые компрессоры позволяют получать высокие степени сжатия при не-
больших площадях .мнделева сечения Одновальный двигатель с одним осевым
компрессором позволяет получать лк* до 8,5. Для получения больших величин
сжатия необходимо учитывать, что условия работы первых и последних ступе-
ней компрессора будут настолько различны, что потребуется устанавливать два
компрессора с различными частотами вращения, т е получается двухвальная
схема двигателя
Максимальная величина nJt*, полученная на практике в одноконтурном реак-
тивном двигателе, равна 13 На рис 4 24 показаны кривые роста степени сжа-
тия двигателей в пятидесятых годах Рис. 4 25 дает представление о влиянии
суммарной степени сжатия на св при взлете На графике сравниваются также
расчетные данные и характеристики реальных двигателей
Тенденция к росту степени сжатия сохраняется и для ТРДД, у которых эта
величина в настоящее время достигает 25—30 на больших транспортных самоле-
тах На рис 4 26 изображены некоторые схемы двигателей, в которых реализу-
ются -»ти высокие степени сжатия
Схема а обладает тем недостатком, что последние стхпенн компрессора низ-
кого давления мало способствуют повышению давления, так как работают при
большой окружной скорости
С'ем а б лишена этого недостатка но требует очень высоких значений степени
сжатия от компрессора высокого давления, что влечет за собой использование
лопаток входного направляющего аппарата с регулируемым утлом входа
Схема е с исподьзованпем трехвальпол схемы выгодна во многих отношени-
ях, так как каждая секция компрессора работает с относительно небольшими
степенями сжатия [4 341 Удельная масса такого двигателя меньше других
5* 131
Рис. 4.22. Влияние на характе-
ристики двигателя суммарной
степени сжатия и температуры
перед турбиной при крейсерских
условиях полета, оптимальной
степени сжатия вентилятора
и М =0,85
Замечание. Эта диа-
грамма дана для тропопаузы,
но действительна и для других
высот, при условии, если Тг вы-
брана таким образом, что ве-
личина ТГ!ТН не меняется
Рис. 4.23. Взлетные характери-
стики ТРДД
132
www. vokb-la. spb .ru
Рис. 4.24. Рост суммарной степени сжатия
по годам:
1 — осевой компрессор; 2 — осевой центро-
бежный компрессор; 3 —- центробежный
компрессор
Рис. 4 25. Расход топлива ТРД на уровне
моря:
I — центробежный компрессор; 2 — осевой
компрессор; 3 — расчет; 4 — одноступенча-
тая турбина, 5 — двухступенчатая турби-
на; 6 — одновальная схема; 7 — двухваль-
ная схема
Схема г с двумя валами и редуктором для вентилятора наиболее выгодна
для небольших двигателей, у которых мощность, передаваемая редуктором, огра-
ничена. Редуцирование частоты вращения приводит к снижению окружных ско-
ростей вентилятора в то время, как турбина работает на высоких частотах вра-
щения и остается компактной. Передаточное число редуктора некоторых совре-
менных ТРДД такой схемы лежит в пределах 0,25—0,50.
Из рис. 4.22 видно, что для ТРДД с т—8 увеличение степени сжатия до 36
приведен к небольшому снижению удельного расхода топлива. При этом темпе-
ратура на лопатках последних ступеней такого компрессора возрастет настолько,
что возникает проблема выбора материала для их изготовления. Для будущего
поколения крупных двигателей пассажирских самолетов дальних авиалиний вели-
чина л1;,. —36 может считаться пределом (см. рис. 4.24), возможна также тенден-
ция к меньшим величинам, обеспечивающим простоту конструкции и снижение
стоимости. В зависимости от назначения двигателей диапазон степеней сжатия
в будущем будет находиться в пределах 12—40 со следующим распределением:
Рис. 4.26. Принципиальные схемы различных конфигураций вентилятор — компрессор для
ТРДД с высокой степенью двухконтурности.
а — двухвальная схема, вентилятор объединен со ступенью низкого давления компрессора;
б — двухвальная схема, отдельный вентилртор; в—трехвальная схема; г — двухвальная
схема, вентилятор с редуктором
133
www.vokb-la.spb .ru
небольшие административные самолеты и самолеты местных воздушных ли-
ний 12—14;
самолеты малой датьности 20—25;
самолеты большой дальности- 35 40
4.4.2. Температура на входе турбины
Возвращаясь к рис 4 22 можно отметить слетующее-
а) при заданном значении т для каждого значения можно найти такую
величину Тг, при которой сп минимально. Эта величина температуры считается
оптима пьной;
б) оптимальная Тт растет с увеличением коэффициента двухконтурности, так
как при больших m тяговый КПД не так чувствителен к увеличению Гг, как при
малых m (рис. 4.27);
в) при больших иг ТГ может меняться в довольно широких пределах около
оптима 1ьиой величины без значительного влияния на ск. В приведенном примере
при ш = 8 и Л|,г =28 оптимальная Тт составляет 1500 К При снижении темпе-
ратуры на 10% (до 1350 К) удельный расход топлива с в возрастает всего на
(%;
г) во всех случаях с повышением температуры перед турбиной растет сдель-
ная тяга двигателя.
Максимальная Тт на реальных двигателях в крейсерском режиме (см рис.
4 27) обычно несколько выше оптимальных величин. С одной стороны, это повы-
шает удельную тягу, снижая массу и сопротивление двигателя, с другой, — в
нормальном крейсерском полете двигатель будет работать не при максимально
возможной температуре, а несколько меньшей, которая ближе к оптимальной ве-
личине по расходу топлива
Максимальные величины Г, во время взлета выше, чем в крейсерском поле-
те (рис. 4 28), так как процесс взлета ограничен по времени. Для ТРДД с малым
m эта разница в температурах составляет 150—220 К, а при больших m 50—
100 К, так как параметры двигателя определяются тягой, требуемой в крейсер-
ском полете.
В настоящее время, без охлажде-
ния лопаток турбин, допустима крат-
ковременно температура 1200 К При
наличии воздушного охлаждения ло-
паток допустимыми считаются темпе-
ратуры 1600—1650 1\ Большие вели-
чины могут быть достигнуты в буду-
щем благодаря применению новых
лштериалов и испарительному охлаж-
Рис 4.27. Значения реальной и оптималь-
ной температур перед турбиной в крейсер-
ском полете:
1 — кривая оптимальных температур Г,,
при постоянном оптимальном Л](* и М=
=0,85 для условий минимального удельно-
го расхода топлива, 2—данные для ре-
альных двигателей в крейсерском полете
Рис. 4.28. Рост температуры перед турби-
ной по времени (для условий взлета по
данным разработчиков):
/ — неохлаждаемые лопатки: 2—охлаж-
даемые лопатки; 3—прогноз; 4 — охлаж-
дение воздухом, 5 — испарительное охлаж-
дение
134
www. vokb-la. spb ,ni
дснию лопаток, хотя специалисты расходятся во мнении относительно макси-
мально достижимых величин. На основании накопленного опыта (см. рис. 4 28)
можно отметить, что прирост температуры перед турбиной составляет
в среднем 20 К в год. Предполагая, эта тенденция сохранится, следует
ожидать в 80-х годах повышения Т на ТРДД с большими ш до 1800 К при взле-
те и 1750 К в крейсерском полете. Данные в работе [4.48] показывают, что эти
температуры достижимы с небольшим приростом расхода воздуха, необходимого
для их охлаждения.
4.4.3. Степень двухконтурности
В связи с разносторонним и значительным влиянием этого параметра на конст-
рукцию двигателя и его установки процесс оптимизации m крайне затруднен.
Ниже рассмотрены в общем плане наиболее важные вопросы.
Конструкция вентилятора и турбины низкого давления. Энергия, вырабаты-
ваемая газогенератором, может быть по-разному распределена между горячим
п холодным контурами. Распределение мощности можно охарактеризовать отно-
шением работ:
энергия, передаваемая вентилятору
отношение работ=—-----------------------------------. (4.29)
обратимая энергия
Это отношение определяется степенью расширения газа на турбине низкого
давления и степенью сжатия вентилятора и влияет на скорости истечения газов
холодного и горячего контуров. Можно показать [4 30], что тяговый и общий
К.ПД будут максимальны, когда
г. ве н г ~ гще н г , 7 — 0,75 типичные величины), (4.30)
г
где цт и "Цвеит — КПД турбины и вентилятора соответственно.
Рис. 4 29 показывает, что при средних значениях m степень сжатия венти-
лятора лвент в определенных пределах не имеет большого влияния на удельный
расход топлива. Если, например, для т=5 принять лВент = 1,55 вместо термоди-
намически оптимальной величины 1,66, это приведет к увеличению с я всего на
1%. Изменение мощности, потребляемой вентилятором, тесно связано с мощ-
ностью турбины В связи с ограниченной степенью расширения на одной ступени
Число ступеней турбины должно быть подогнано для определенной комбинации
m и Лц^ит Если теперь менять лвеят при заданном числе ступеней турбины, его
оптимальное значение будет соответствовать уже другой величине, чем в первом
случае
На рис. 4 30 оптимальные л пент построены в функции от m для некоторых
комбинаций л, Е и Тг при М=0,8 с использованием аналитического метода рас-
чета из приложения Н Точки на графике относятся к характеристикам реаль-
ных двигателей на взлете; соответствующие величины для крейсерских условий
выше (см. подразд. 4 4.2).
Графики показывают, что для данного цикла газогенератора оптимальная
величина лЕСцт уменьшается с увеличением т. Для ТРДД с высокими коэффи-
циентами двухконтурности этот эффект частично компенсируется более высокой
температурой и уровнем давлений, которые обычно выбираются в таких случаях
с одновременным увеличением удельной обратимой мощности Максимальная
величина ллеит одноступенчатого вентилятора будет находиться в пределах
1,6—1,7.
С увеличением ш при заданных частотах вращения диаметр вентилятора и
окружная скорость растут. На мношх современных двигателях часть вентилято-
ра работает в зоне околозвуковых скоростей, что кроме всего прочего увеличи-
вает уровень шума. Применение трехвальной схемы ТРДД или редуцирования
частот вращения уменьшит частоту вращения вентилятора и облегчит решение
этой проблемы (см. рис. 4 19, а).
Фирма Доути-Ротол разработала вентилятор с регулируемой установкой ло-
паток в полете в зависимости от режима работы двигателя. Реверс тяги на та-
135
www. vokb-la. spb .ru
Рис. 4.29. Влияние степени сжатия вентилято-
ра на удельный расход топлива и число сту-
пеней турбины низкого давления, стендовые
данные двигателя, М=0,85, Тг = 1500 К, лк*~27,
тропопауза
Рис. 4.30. Расчетные и реальные величины
степени сжатия вентиляторов ТРДД:
1 — реальные двигатели; 2 — прогноз; 3 —
максимальное значение для одноступенча-
того вентилятора, 4— оптимальные рас-
четные величины для М=0,85, Н=
= 10 000 м
ком вентиляторе может осуществляться путем установки лопаток на отрицатель-
ные углы. Дополнительная масса на регулировку лопаток составляет 8% от мас-
сы двигателя, в то время как обычные реверсивные устройства ТРДД с высоким
т имеют относительную массу 15—20% [4.47, 4.52].
Характеристики на больших скоростях и высотах полета. Влияние т на
удельную тягу и расход топлива для различных комбинаций л1£ и Тг отобра-
жено на рис. 4.31 и 4.32. Можно отметить следующее.
1. Без учета потерь в воздухозаборнике и сопле Cr уменьшается с увеличе-
нием т при условии выбора оптимального значения лвент для каждой комбина-
ции. Теоретический минимум будет достигнут при т, стремящемся к бесконечно-
сти ПрИ Т]т,веат = Пт^вент-
2. Удельная тяга резко уменьшается с увеличением т, хотя этот эффект
может частично компенсироваться выбором более высоких значений Тг.
3. С учетом потерь в воздухозаборнике и сопле для каждого значения т
можно найти минимальные значения сд. Влияние потерь тем больше, чем выше
т, и в реальных условиях их эффект усугубляется отбором мощности для при-
вода агрегатов и воздуха для противообледенительной системы и системы кон-
диционирования. Минимальное значение cr для соответствующего т будет за-
висеть от величины этих потерь (рис. 4.33).
4. Точки А, В и С на рис. 4 32 соответствуют различным поколениям двига-
телей транспортных самолетов. Как видно из графика, на современных больших
двигателях, таких как Роллс-Ройс RB-211, Пратт-Уитни JT-90 и Дженерал Элект-
рик CF-6, достигнуто радикальное улучшение
Развитие будущих поколений может пойти разными путями. Точка
т=9 при Тг=1750 К и лК2 =36. По сравнению с современными двигателями
расход топлива уменьшится на 9% в неустановленном виде и на 8% в установ-
ленном; одновременно удельная тяга уменьшится на 15%• В связи с высокими
скоростями полета дальних самолетов более высокое значение т может приве-
сти к увеличению диаметра и сопротивления двигателей.
Точка D2: высокий коэффициент двухконтурности от 20 до 30 при Тг=1600К
и Лк 25. Эта схема должна предусматривать применение вентилятора боль-
шого диаметра с редуктором частоты вращения. Расход топлива снизится на
15% в диапазоне скоростей, указанных на рис. 4.32, но с уменьшением крейсер-
136
ской скорости экономия будет еще больше. Внешнее сопротивление ^гаких°двп-&Р 111
гателей будет значительно возрастать с увеличением крейсерской скорости.
Двигатели описанных схем будут пригодны для различных типов самолетов.
Вариант особенно приемлем для самолетов большой дальности, a может
быть использован на меньших и менее скоростных самолетах малой дальности,
которые должны иметь хорошие взлетно-посадочные характеристики и низкий
уровень шума.
Влияние высоты на характеристики двигателя зависит от многих факторов.
' В литературе встречается следу ющее выражение для градиента
высоте:
падения тяги по
„ , , тяга на высоте
о« (л < 1) =---------------------,
тяга на уровне моря
где величины тяг определяются при одних и тех же числе М и
(4.31)
режиме двигате-
Рис. 4.31. Влияние суммарной степени
повышения давления и степени двух-
контурности на характеристики ТРДД в
крейсерском полете, для оптимальной
степени сжатия вентилятора при !И =
=0,85, Тг=^1500 К, потери давления на
входе 4% от полного давления воздуш-
ного потока
Рис 4.32. Влияние степени двухконтур-
ности и потерь во входных выходных
устройствах на характеристики ТРДД я
крейсерском потете
137
о
Отбор воздуха ; % от расхода газогенератора
Рис. 4 34. Статистические величины
удельного расхода топлива ТРДД в
крейсерском полете без учета потерь
давления на входе и при Тг, равной
максимальной величине для крейсер-
ского режима
Рис. 4.33- Влияние отбора воздуха
на удельный расход топлива для
М-0.8, Н=9150 М, Тг = 1450 К.
Лк*=24, т = 5:
I — расположение штуцера для от-
бора воздуха за компрессором вы-
сокого давления; 2 — оптимальное
размещение штуцера для отбора
возду ха
ля Уравнение (4.31) следует рассматривать скорее как способ пересчета харак-
теристик двигателя для высот, не предусмотренных поставщиком двигателя, чем
метод расчета
Для оценки изменения тяги по высоте можно пользоваться методикой в
приложении Н или другой литературой, где они приведены.
Хотя характеристики двигателя можно достаточно просто оценить с приме-
нением методики в приложении Н, величины рабочих давлений и температур
должны быть известны или ими нужно задаться. Когда конструктор предпочита-
ет статистически осредненные данные для крейсерского режима, достаточно точ-
ные цифры приведены на рис. 4.34 для двигателей с высокими .ii 2 Сравнение
с данными на рис. 4.31 показывает, что для низких Л1 v величины удельного
расхода топлива будут значительно выше.
Характеристики на взлете и при других режимах. Удельный расход топлива
не играет существенной роли при взлете и наборе высоты, поэтому основное
внимание в этом разделе уделено градиенту изменения тяги по скорости, высоте
и режимам.
Если /?взл означает статическую тягу на уровне моря п если предположить,
что полная тяга и массовый расход значительно не изменяются до М—0,15, то
можно написать
— = (4 32)
О р X • 7
ЗХВЗТ ''ВЗЛ
В этом выражении R линейно уменьшается со скоростью из-за возрастания
входного импульса mV. При больших скоростях необходимо учитывать влияние
динамического сжатия воздуха на работу двигателя.
Вводя в формулу (4.32) удельную тягу, получим
« , (4.33)
^ВЗЛ {R!GnVT) вэл
Эта формула может быть уточнена далее, если принять во внимание, что
голная тяга растет со скоростью вследствие динамического сжатия и что этот
138
www. vokb-la. spb ,ni
эффект сильнее проявляется с увеличением т двигателя. Считая массовый рас-
ход постоянным, из приложения Н находим
R j 0,45М(1 +w)
ЯН31 (1-рО,75/и)Г
/ 0,11т\
+ 10,6 + у I М2.
(4.34)
Здесь Г функция iазогснсратора (см подразд. 4 3.1), значение которой при
взлете достигает величин от 0,9 до 1,2
Так как удельная тяга уменьшается с ростом т (см. рис. 4.23), из формулы
(4.33) видно, что удельная взлетная тяга ТРДД с высоким коэффициентом двух-
конту риостн будет уменьшаться с большим градиентом, чем у двигателя с не-
большим т. Для предварительных расчетов может быть использован рис 4 35,
построенный по эмпирическим данным. Он показывает изменение тяги для дви-
гателей с т от 0 до 7 Кривые для /л = 9 и 12 построены при 7г=1800 К и
л, s =3G и рассчитаны по (4.34).
Из изложенного следует:
1) если для конкретною проекта самолета расчетная тяга выбрана из усло-
вий длины разбега или набора высоты при малых скоростях полета, самолет,
оборудованный ТРДД с низким т, будет иметь большую тягу в крейсерском
режиме, чем с высоким т, так как тяга первого уменьшается с ростом высоты и
скорости с меньшим градиентом;
2) если рассматриваются два одинаковых во всех отношениях проекта са-
молета с одинаковой крейсерской скоростью на заданной высоте, имеющих оди-
наковую крейсерскую тягу, двшатсль с высокой степенью двухконтурности обыч-
но приводит к лучшим характеристикам взлета и набора высоты.
Если одновременно предъявляются требования к крейсерскому и взлетному
режимам конкретного самолета, то можно найти такую степень двухконтурности,
при которой требования по тяю максимально выполняются для обоих условий и
эти требования могут служить основанном для выбора in. На практике на этот
процесс влияют еще и другие факторы, требующие рассмотрения.
1) крейсерская высота полета в какой-то мере является произвольно вы-
бранным параметром, меняющимся в некоторых пределах,
2) поставщик двигателя может в определенной степени повлиять на гради-
ент падения тяиг путем подбора расчетного режима компрессора Если упор дс-
Градиент лдишя тяг«,й/й
Рис. 4.35. Статистические кривые измене-
ния градиента паления тяги при взлете на
уровне моря, в условиях MCA, без учета
потерь на входе:
1 — прогноз для двигателей из расчета
Гг=]800 К и Лня =36
К J
Рис. 4.36. Данные по удельным массам тур-
бореактивных двигателей
/ — металлические винты, 2 — двигатель
Ролле Ройс «Тайн» с винтом: 3 — двиытель
Ролле Ройс «Дервент»; 4—небольшие двига-
тели, 5 — подъемный двигатель RB !62; 6 —
двигатель RB 202, т=9.5
134
www. vokb-la. spb .ru
лается на взлетный режим, расчетный режим компрессора выбирается таким
образом, чтобы его КПД был максимальным на взлете и соответственно он будет
ниже в крейсерском режиме. И наоборот, когда определяющим является крей-
серский режим, расчетная точка выбирается для этих условий;
3) проектирование двигателя ведется с расчетом на применение его на не-
скольких типах самолетов. После выбора схемы двигателя еще не поздно изме-
нять в некоторых пределах его характеристики, например за счет увеличения Тг
и соответственно количества воздуха, протекающего через газогенератор, хотя
Двигатель в этом случае будет менее эффективен по расходу топлива.
Масса двигателя. По характеру зависимости удельной тяги от т (см рис.
4 23) можно было бы предположить, что масса и внешнее сопротивление дви-
гателя будут увеличиваться с повышением степени двухконтурности. Одиако из
рис. 4.36 следует, что это предположение не всегда справедливо, во всяком слу-
чае там, где речь идет об удельной массе для условий взлета. Для ясности пред-
положим, что сухая масса двигателя состоит из массы газогенератора и движи-
теля *. Предположим далее, что масса первого элемента пропорциональна бЕГ,
а второго — тяге вентилятора, тогда
Одв — CiGB.r (4.35)
Статическая тяга вентилятора как часть общей взлетной статической тяги
о ределястся по аналитическим зависимостям в приложении Н следующим об-
разом.
4^ = 1- ' ' г (при V = 0). (4.36)
-Г'взл У I Т т|Т.вентт
Переводя выражение (4.35) для конкретных типов двигателей, находим, что
Ci = ЮлУ4 и С? = 0,12. Это приводит к следующей аппроксимированной зави-
симости дтя удельной массы сухого двигателя **.
<7 ЮлУ4 / I \
---_ +0,12(1 — г;- — - ]. (4.37)
ЯВЗЛ (Я/Сяв)ВЗл(1-------------------------------------------к /1+о,75т/
Второй член уравнения необходимо увеличить на 20% Для ТРДД с редук-
торами и добавить еще 20%, если вентилятор имеет регулируемый ВНА. Допол-
нительная масса на звукоизоляцию, если она используется, определяется по
табл. 8 8. Из уравнения можно сделать общий вывод, что удельная масса двига-
теля с увеличением т снижается, несмотря на уменьшение удельной тяги. При
больших значениях т изменение массы двигателя нельзя предсказать достоверно.
Для сравнения на рис. 4.36 даны удельные массы металлического винта, а так-
же современного ТВД. Вероятнее всего, что при очень высоких т удельная мас-
са будет находиться в пределах от 0,15 до 0,25 в зависимости от размеров и
сложности двигателя.
При рассмотрении удельной массы с позиции крейсерского режима отметить
его выраженную тенденцию к увеличению нлн снижению при увеличении т не
представляется возможным. Наблюдаемый широкий диапазон массовых характе-
ристик двигателей объясняется главным образом различиями в схемах и гради-
ентах падения тяги с высотой.
К специальной категории относятся подъемные двигатели, работающие иа
малых скоростях, пример которых представлен на рис. 4 37. Этн двигатели
предназначены для СВВП и нашли применение на гражданском самолете Хокер-
Сиддли «Трайдент» 3, где они выполняют функцию ускорителей при взлете. Их
основными свойствами являются:
1) высокая тяга при низкой установочной массе и небольшой объем;
2) относительно малый срок службы
Эти свойства позволяют получить удельную массу двигателей порядка
0,08—0,1.
• т. е. комбинации вентилятора, турбины низкого давления и сопла (см рис 4.17).
•* Более детальный метод массовой оценки можно найти в AIAA № 70—699.
140
www. vokb-la. spb .ru
Рис 4.37. Основные характеристики подъ-
емных двигателей Роллс-Ройс:
Наименование Подъемный ТРД RB-162-81 Подъемный ! РДД R В-202-36
Максимальная взлетная тяга, кгс 2700 6220
Степень двухконтурно- 0 9,5
сти
Расход воздуха, кг/с 38,5 328
У дель- кгс тяги 70 Э 19,0
ная тяга, кг возлуха/с
Скорость истечения, м/с 685 186
Удельный расход топ кг'ч Лива, —- 1,152 0.45
КГС
Тяговооруженность 14,4 И
Ди метр см 73,6 200.4
Высота, см 137 134
Шум на расстоянии 450 м в EPN дБ 113 89
Рис. 4 38 Зависимости тяги, внешнего со-
противления и массы ТРДД от степени
двухконтурности для данного газогенера-
тора при Тг— 1500 К и М=0,85 [4 83 , 4.36,
4,38 и 5.53]:
/ — статическая тяга /?вэл, диаметр вен-
тилятора, Х,4-Х2; II — сухая масса двига-
теля бдв; III — удельная масса, крейсер-
ские условия, СдВ/Якр; IV — сопротивле-
ние установки двигателя в крейсерском
полете Xi+JV+Х3+ХГ=Х2 , V —крейсер-
ская тяга VI — удельное сопротивле-
ние X^IRK^- VII — удельная масса при
взлете сдв/^взл’ V//Z — сопротивление
IX — удельная тяга в крейсерском
полете Rt-pIGB
При разработке проекта двигателя Роллс-Ройс RB 202 ставились, кроме
того, дополнительные задачи получения низких скоростей истечения газов, уровня
шума и удельного расхода топлива. В результате выполнения этих требований
общая схема и цикл двигателя значительно отличаются от нормальных двигате-
лей для скоростного полета.
Внешнее сопротивление установки двигателя. Под сопротивлением установ-
ки двигателя подразумевают аэродинамическое сопротивление двигателя в гон-
доле, установленного на самолете. В соответствии с рис. 4 38 оно состоит из
следующих составляющих сопротивлений: 1) гондолы газогенератора; 2) обрат-
ного конуса (или центрального тела) сопла; 3) внешнего обтекателя вентилято-
ра, 4) пилона; 5) интерференции между силовой установкой и самолетом
При наличии на двигателе раздельных контуров гондола газогенератора
будет обтекаться воздушным потоком от вентилятора с более высокой скоростью,
чем скорость полета. То же самое относится к конусу сопла газогенератора, ко-
торый находится в условиях еще больших скоростей. Дополнительный прирост
сопротивления иногда называется «следовым» * сопротивлением, и оно уменьша-
• Взаимосвязанность «следового» сопротивления и условий работы двигателя позволяет
эту составляют,} о сопротивления выразить как потерю тяги.
141
www. vokb-la. spb .ru
ется с увеличением m из-за снижения скоростей истечения Кривая VIII на рис 4 38
рассчитана исходя из оптимальной величины лВент и неизменной конструкции
газогенератора
При неизменном газогенераторе увеличение т приводит к росту диаметра
вентилятора, увеличению смачиваемой поверхности гондолы вентилятора и пи-
лона Это увеличение приблизите шно пропорционально сташческой тяге Благо-
даря взаимокомпенсирующему эффекту указанных составляющих суммарное
сопротивление установки двигателя (без составляющей сопротивления интерфе-
ренции) Xi-r-JG + Aj-r-Xr не меняется значительно в диапазоне ш —3 10, особен-
но когда сопротивление отнесено к тяю (кривая VI на рис 4 38). Несмотря па
то, что данные рис 4 38 представлены для неизменного газогенератора, они дают
хорошее представление о тенденции в изменении параметров
Необходимо отметить, что площадь миделева сечения двигате г я не является
достоверным показателем его массы и сопротивления
Сопротивление установки двигателя увеличивается пропорционально V2.
Его можно уменьшить путем снижения т, хотя это приводит к увеличению Сл.
Вообще с увеличением крейсерской скорости полета оптиматьная величина т
будет хменьшаться яри прочих равных условиях
4.4.4. Шум двигателя
В сьязп с недостатком систематизированных конструкторских приемов по умень-
шению уровня шума ограничимся качественным описанием наиболее важных
факторов
Внешний шум от самолета определяется следующим:
а) конструкцией двшателя и его установкой в гондоле (снижение интенсив
мости исто шика шума),
б) общей компоновкой самолета и особенно расположением двигате юн
относительно крыла и фюзеляжа (эффект экранирования),
в) взлетно посадочными характеристиками (глиссада и градиент набора вы-
соты скорость),
г) дополнительными мероприятиями летной эксплуатации для снижения
уровня шума, например уменьшение мощности при наборе высоты, полет по бо-
лее крутой глиссаде и т п.
Последние факторы направлены на увеличение расстояния между источни-
ком шума и наблюдателем.
Степень двухконтурности
а)
б)
Рис. 4.39 Зависимость уровня шума, создаваемого ТРДД, от степени двухконтурности
И 47]:
а критические источники тема б — потенциальные возможности по уменьшению уровпл
шума, I — шум от реактивной струн и сопла 2 шум от компрессора вентилятора и тур
бвны, 3—высокая окружная скорость, 4 — низкая окружная скорость
142
www. vokb-la. spb.
3 4
Рис. 4 40 Практические способы снижения уров-
ня шума от силовой установки с ТРДД
1 — звукоподавляющие р »зделительныс кольца,
2— отсутствие входных направляющих лопаток
3 — низкая окружная скорость, 4 — оптимальное
число лопаток вентилятора и статора, 5—низ-
кие скорости истечения, <> — акустический зазор
турбины 7 — осевой акустический зазор, 8 — аку-
стическая облицовка
на 5 PN дБ Уменьшенная скорость истечения
Существуют след' ющие пу-
ти уменьшения шума от двща-
теля
а) выбор термодинамичес-
кого цикла с уменьшенным
уровнем шума, при этом наибо-
лее важны I параметром явля-
ется степень двухконтурности,
б) меры по исктюченню
источников механического шх-
мл,
в) м :ры по подавлению
шу ма, генерируемого двш ате-
тем
Р 'С 4 39 дает общее пред-
став те< не о изменении уровня
шума в зависимости от степени
двухконтурности В однокон-
турных ТРД доминирующим ис-
точником шума является ин
тенснвный процесс смешива-
ния реактивной струи за дви-
1ате,1см Реактивные глушители
шхма сота снижают его урове
ТРДД с высокой степенью двухконтурности снижает шум от сопла и реактив-
ном струи но в то же время шум от вентилятора и турбины низкого давления
становится одного уровня с этими источниками Иногда на низкой частоте вра-
щения редуцируемых вентиляторов механический шум редуктора становится до-
минирующим
В ТРДД с высоким т шум вентилятора превалирует на всех режимах ра-
боты двигателя.
Практические рекомендации по снижению уровня шума, указанные на
рис 4 40, сводятся к след гющему
1 Необходимо использовать низкие скорости истечения, особенно при малых
иг Дтя сохранения приемлемой величины удельной тяги в этом случае потре-
буются довольно высокие температуры перед турбиной, особенно на ТРДД с
высоким т
2 Необходимо использовать глушители шума сопла па двигателях с ма-
лым т
3 Отношение скоростей истечения из холодного и горячего контуров долж-
но соответствовать теоретически оптимальной величине * При заданном tn это
условие будет соответствовать наименьшим уровням шума от реактивной струи
и вентичятора
4 Регулирование угла установки лопаток вентилятора позволяет оптимизи-
ровать условия е о работы на каждом режиме и с точки зрения шума
5 Низкие концевые скорости вентилятора в трехвальном ТРДД (рис
4 19, в) или двухвальном с редуктором (рис 4 19, е) способствуют снижению
шу^а
6 Низкие степени повышения давления вентилятора и расширения турбины
низкого давления уменьшают шум
7 Необходимо стремиться к исключению входных наврав чяюгцих лопаток
статора и к увеличению расстояния между лопастями ротора вентилятора и
статора
8 Необходимо опттхизировать число лопаток ротора и статора вентилятора
9 Необходимо использовать звукоизолирующую облицовку в корпусе дви-
ган. я или звукоподавляющие кольца (разделители) во входном и выхлопном
каналах Одно это мероприятие может снизить уровень шхма на 5—10 PN дЬ
10 Необходимо уменьшить механический шум, особенно в зоне турбины и
сопла
Определяется оптимальным отношением работ, см подразд 4 4 3
143
www. vokb-la. spb ,ni
4.4.5. Итоги и прогноз на будущее
Для каждого значения т существует термодинамически оптимальное значение
степени повышения давления вентилятора. С увеличением гп это явление стано-
вится более выраженным и выбор оптимальной величины степени повышения
давления вентилятора становится важным фактором.
Современные ТРДД с т от 5 до 8 имеют значительно лучшие данные по
удельному расходу топлива по сравнению с ТРД или ТРДД с низкими т. Даль-
нейшее снижение расхода на 15% возможно при т=20...30 одновременно с вы-
сокими степенями сжатия и температурами на входе в турбину.
Чувствительность двигателя к потерям на входе и выходе растет с увели-
чением т и при т>1()...12 следует ожидать значительного повышения внешнего
сопротивления силовой установки. При таких значениях т необходим другой
подход к компоновке двигателя на самолете из-за большого диаметра двига-
теля.
Степень двухконтурности играет важную роль в обеспечении соответствия
характеристик двигателя на режимах взлета, посадки и крейсерском режиме.
Когда упор делается на малые скорости, предпочтительнее стремиться к высоким
т, но когда основным считается крейсерский режим, оптимум необходимо выби-
рать с точки зрения удельного расхода топлива, массы и внешнего со фотивле-
ния. Оптимальная величина т уменьшается с ростом крейсерской скорости.
Увеличение т способствует снижению уровня внешнего шума, если конце-
вая скорость лопастей не слишком велика. При степени двухконтурности более
9—10 необходим редуктор для вентилятора ТРДД.
Из графиков экстраполяции ТГ и ЛкЕ можно предполагать, что двигатели
80-х годов будут обладать характеристиками, приведенными в табл. 4 2.
Таблица 42
Предварительные расчетные характеристики двух типов перспективных
турбореактивных двигателей (для неустановленного двигателя)
Самолеты большой да п ностк
Самоле ы малой да н,ности
и ata коротких ВПП
Наименование параметра
Крейсерский
режим
Baier
Крейсерский
режим
Степень двухконтурности
Суммарная степень сжатия
Степень сжатия вентилятора
Температура газа на входе
турбины
Число М
Удельная тяга, с
Приведенный удельный расход
топлива Сп У *т\кг/ч
кге
1750К
0,9
14
0,64
9
36
1,6
1800К
0
27.5
0,27
20—30
25
14 до 1,3 *
1500К 1600К
0.7
8-5,5
0,56—0.52
0
18—13 5
0,19-0,1 &
• Для редуцированного вентилятора.
4.4.6. Характеристики двигателей
в нестандартных атмосферных условиях
Установлено, что тяга в значительной степени зависят от Ф,
ф температура на входе турбины
окружающая температура
(4.38>
и от приведенной температуры V?’,
—____________________________окружающая температура________
стандартная температура MCA при Н«0
(4.39>
144
www.vokb-
Влияиие окружающей температуры
(кривая 7 на рис. 4 41 построена исходя из
постоянной Тт) на тягу значительное На-
пример, при температуре -J-35° С на уровне
моря тяга ниже на 12,5%, чем при стандарт-
ных условиях. Если Ф принимается постоян-
ным, то тяга становится пропорциональной
величине 1/Р Г (кривая /7). В этом случае
потери тяги будут значительно меньше, но
при высокой окружающей температуре тем-
пература перед турбиной может угрожаю-
ще возрасти, что неблагоприятно отразится
на ресурсе двигателя. Тяга большинства
современных двигателей регулируется в
соответствии с кривой 111, которая опре-
деляет две области:
а) температурную область с ограничен-
ным давлением на выходе компрессора. С
увеличением окружающей температуры по-
дача топлива растет таким образом, что
тяга двигателя остается практически посто-
янной, а Тг бхдет также увеличиваться;
б) область ограниченной Trt где тяга
уменьшается с увеличением окружающей
Окружающая тегтЕратура. j<a u 3 i^c
Рис. 4.41. Тяга в нестандартных ус-
ловиях:
1 — постоянная 7Г; 2 — ограничен-
ное давление компрессора; 3~
впрыск воды; 4 — ограничение по
Т
л г
температуры.
Этот метод регулирования, когда тяга мало зависит от окружающей тем-
пературы, широко применяется на практике.
Другим способом уменьшения потерь тяги с ростом температуры окружаю-
щего воздуха является впрыск воды. Смесь воды и метилового спирта впрыски-
вается на вход компрессора или на вход в камеру сгорания. В процессе испаре-
ния она охлаждает воздух и увеличивает массовый расход Температура перед
турбиной восстанавливается вследствие сгорания спирта С использованием впрыс-
ка воды уровень стандартной тяги может быть сохранен до +35° С и даже мо-
жет быть увеличен на 3- 7%. Применение системы впрыска воды не ведет к
серьезным изменениям в конструкции двигателя, поэтому она часто предлагается
разработчиком как отдельно поставляемый агрегат.
4.5. ВЫБОР ТУРБОВИНТОВОГО ДВИГАТЕЛЯ
Вопреки мнению, существовавшему в 50-х годах, турбовинтовые двигатели не
получили столь широкого распространения в гражданской авиации, как турбо-
реактивные. Основными причинами этого являлись:
а) относительная сложность комбинации газотурбинного двигателя, редук-
тора и винта постоянной частоты вращения по сравнению с ТРД;
6) более высокие скорости полета, получаемые с ТРД, по сравнению с ТВД.
По сравнению с поршневыми двигателями ТВД стали конкурентоспособными
только после создания компрессоров со степенями повышения давления 5—8 и
повышения температуры перед турбиной до 1200—1300 К. Это привело к созда-
нию ТВД, который полностью заменил ПД в диапазоне мощностей от 500 до
1200 л. с. Однако по стоимости ТВД пока уступает поршневым двигателям.
4.5.1. Характеристики двигателей
Мощность, вырабатываемая газогенератором, распределяется между валом вин-
та и выхлопными газами двигателя. Можно показать, что тяговый КПД и ско-
рость полета являются решающими факторами в оптимальном распределении
этой энергии.
145
07
O'—
100
1_______________I--------!--------I—
200 300 400
500
Приведенная удельная мощность
Ne л с.
GBT ' кг/с
Рис. 4.42. Обобщенные характеристики ТВД в крейсерском полете
Оптимальная скорость истечения реактивной струи ТВД определяется сле-
дующей формулой [4.7]:
Vp.OlIT = • (4.40)
rinnnTfi г\чет
Из этой формулы следует, что с увеличением скорости полета оптимальная
скорость истечения также увеличивается. Следовательно, когда ТВД спроекти-
рован для относительно высоких скоростей по тега, его реактивная составляющая
тяги будет значительно ниже на малых скоростях. И наоборот, если упор дела-
ется на получение большой мощности на малых скоростях полета, желательна
низкая скорость истечения (турбовальные двигатели). Удельный расход топлива
и мощность семейства ТВД, для которых справедлива формула (4.40), рассчи-
тываются по методике, изложенной в приложении Н. Расчеты, выполненные для
крейсерской скорости, соответствующей М=0,4 на высоте 6000 м, приводят к
данным на рис. 4.42, из которых следует:
а) удельный расход топлива снижается с ростом степени повышения давле-
ния примерно до 8, после чего эффект снижения малозаметен *;
кг/ч
б) влияние Тг на расход топлива незначительно. Величина 0,2 --— может
считаться практически нижним пределом для рассматриваемых условий;
в) для каждого значения лКг удельная мощность резко возрастает с уве-
личением Гг. Больше того, в диапазоне малых зткЕ при заданной Гг удельная
мощность увеличивается пропорционально ЛкЕ. Однако для каждой Гг можно
указать оптимальное значение , при котором удельная мощность максималь-
на. На рис. 4.43 показаны комбинации л„Е и Г , которые встречаются у реаль-
ных двигателей;
г) в отличие от ТРД, увеличение Гг для ТВД приводит даже к уменьшению
удельного расхода топлива, так как КПД винта не зависит от Тт, в то время
как тепловой КПД увеличивается с повышением Тг.
* Большие значения степени повышения давления могут быть выбраны для ТВД, ко-
торые должны иметь низкий расход топлива на более низких частотах вращения, чем При-
нято на графике.
146
www. vokb-la. spb .ru
Рис. 4 44 Удельный расход топлива ТВД в статиче-
ских условиях на уровне моря (обозначения анало-
гичны рис. 4 43)
Рис. 4 43. Зависимость суммарной
степени сжатия ТВД от температу-
ры перед турбиной:
7 — Одноступенчатый центробеж.
t лый; 2— двухступенчатый центро-
бежный; 3 — осевой; 4 — осевой +
центробежный; 5 — усовершенст
вование двигателя; 6 — кривая Лк*
для максимальной удельной мощ-
ности при заданной температуре
Тг в крейсерском режиме
Рис. 4.45. Удельная масса ТВД (4.27}, статические условия, взлет па уровне моря, ИСА
(обозначения аналогичны рис. 4 43)
147
148
www. vokb-la. spb.
Рис. 4 46
а —ТВД
первой ступени, 4 - крыльчатка ‘второй ступени,“7-м1адобак, Й - топливный на^о^с.3^
гулятором и приводом, 7—коробка агрегатов. <5 —вал турбины 9 — ЛтбЛя Л Р .
сгорания, б-ТВД Рочлс Ройс «Тайп» 12 в - ТВД ЭллисонМодел7 250 е TR? Ппе₽Ы
Уитни РТ-6А /-вал винта, 2-чираВчение винтом 3-редуХр винта'
измеритель момента 6 — свободная турбина, 7 — камера с7оплиВп и®1а> 4 выхлоп, 5 —
компрессора, 9 — защитная сетка на входе, J0 — компрессор Н — объединенной
12 — коробка агрегатов, д — ТВД Турбомека «Астазо» XIV Р оъединенный маслобак,
Примеры компоновок ТВД (данные двигателей в табл 6.2)?
Ролле Ройс «Дарт» МК 5)0 /-входной канал, 2-редуктор. 3- крыльчатка
149
Рис, 4.43 подтверждает, что расчетные оптимальные
Як2 почти совладают для целого ряда двигателей. Это позволяет сделать вы-
вод о том, что дальней шее развитие ТВД не даст значительных выгод в отноше-
нии удельного расхода топлива и удельной тяги. Существует, однако, гекоторая
воз% ожность улучшения показателен по расходу топлива для двигателей, кото-
рые работают с низкой мощностью очень длительное время, например регенера-
тивные двигатели, описанные в работе [4.6].
Статистические данные по оценке влияния па удельный расход топлива
показаны на рис. 4.44
4.5.2. Масса и внешнее сопротивление
Масса ТВД в большой степени зависит от массового расхода и может достигать
кг
4э— , следовательно,
кг/с
^взд /Ств)нзл
Из этого выражения, которое сравнивается с данными реальных двигателей,
приведенных на рис. 4.45, вытекает, «то для снижения массы необходимо повы-
шать удельную мощность. К этому можно добавить, что миделево сечение дви-
гателя тоже пропорционально Gu так, что удельное внешнее сопротивление гон
долы на лошадиную Силу подчиняется зависимости, аналогичной (4 41).
4.5.3. Компоновка ТВД
Старые типы ТВД оборудовались одним центробежным компрессором (рис. 4.46).
Эта схема позволяла получать лКЕ=4, поэтому удельный расход топлива для
кг/ч
этих двигателей составлял 0,3—0,5 — . Для его снижения часто стали уста-
.1. с.
навливать дополнительно осевой компрессор предварительного сжатия, и эта
комбинация повышала суммарную степень сжатия до 10. Эту же цифру можно
получить, применяя один осевой компрессор или два последовательных центро-
бежных.
Некоторые ТВД оборудованы двумя осевыми компрессорами на раздель-
ных валах, и это повышает (например, Роллс-Ройс «Тайн» имеет лке =
— 13,5, см. рис. 4.46, б).
Многие ТВД оборудованы свободной турбиной низкого давления, которая
не связана механически с газогенератором, а приводит в действие винт через
отдельный вал. Такие двигатели позволяют летчику регулировать мощность на
некоторых этапах полета путем установки шага винта. Это требует специального
устройства, которое контролирует количество топлива, подаваемого в двигатель,
и управляет внешней мощностью таким образом, чтобы поддерживать частоту
вращения винта постоянной (см. подразд. 6 3.3).
Свободные турбины обладают следующими качествами:
а) при необходимости быстрого увеличения внешней мощности в полете с
небольшой мощностью достаточно увеличить частоту вращения газогенератора.
Высокоинерциопный винт уже вращается с заданной часто!ой вращения, и си-
стема регулировки получается малоннерционной;
б) в условиях полета по глиссаде использование шагового управлеш я
обеспечивает повышенную устойчивость, особенно в диапазоне малых ско-
ростей;
в) из-за отсутствия механической связи с газогенератором свободная турби-
на работает на частотах вращения, близких к оптимальным в различных усло-
виях, что повышает ее КПД;
15t
www. vokb-la. spb.
г) в случае отказа двигателя свободно вращающийся винт будет вращать
только свободную турбину, в связи с чем его вгтешпсе сопротивление после от-
каза невелико.
Существуют различные компоновки ТВД, на которых может быть применена
свободная турбина без ущерба для компрессорной части двигателя, например
Эллисон 250 (см. рис. 4.46, в) и Пратт-Уитни РТ6А (рис. 4.46, г), которые рабо-
тают на «противоточном» принципе с реверсированием потока внутри двигателя.
Отработанные газы выбрасываются через патрубки в передней или средней
частях двигателя. В результате добиваются высокой компактности дви-
гателя.
Это можно видеть, сравнив указанные выше ТВД с двигателем Турбомека
«Астазо» (см. рпс. 4 46, <?), у которого реактивное сопло расположено по обыч-
ной схеме. Однако размещение соплового аппарата по бокам двигателя не по-
зволяет полностью использовать раеактивную составляющую тяги, если только не
прибегать к применению сопла сложной формы. Усложнение формы также ведет
к увеличению внешнего сопротивления и потере тяги
www. vokb-la. spb .ru
ГЛАВА 5
Оценка характеристик самолета
После определения общей схемы самолета и завершения проектирования фюзе-
ляжа следующим шагом конструктора будет выбор типа двигателя и размеров
крыла. Эти элементы самолета оказывают прямое влияние на характеристики и
эксплуатациошЕые расходы.
В настоящей главе представлены основные соотношения, необходимые для
систематического анализа характеристик проектируемого самолета. Даны методы
предварительной оценки массы самолета и его сопротивления, а также граничные
величины таких параметров как удельная нагрузка на крыло, тяговооружен-
ность и энерговооруженность, относительное удлинение. Приведены примеры
использования параметрических исследований и обобщенные диаграммы. Рас-
смотрены, наконец, на уровне качественных зависимостей летные характеристики
самолета с точки зрения их влияния на уменьшение шума.
Обозначения
X — относительное удлинение
о — среднее ускорение при разгоне или торможении
а(а0) —скорость звука (на уровне моря)
I-—длина пли ширина, без индекса — размах крыла
г — толщина профитя
Е и Со — коэффициенты в обобщенном уравнении для K=YjX при V2
Сх — коэффициент сопротивления
Cjy — коэффициент индуктивного сопротивления
СХо — коэффициент вредного лобового (профильного) сопротивления
Cf — средний коэффициент сопротивления самолета при нулевой подъ-
емной силе, отнесенной к омываемой площади
Су — коэффициент подъемной силы,
Су = Y j РУ2$
Су — максимальный коэффициент подъемной силы, Су = G -Г
max max / 2
се — удельный расход топлива винтовых двигателей
cR — удельный ра ход топлива турбореактивных дви ателен
Ъ — хорда
су — коэффициент трения в пограничном слое
X — сопротивление
dit d2, dg—факторы, определяющие коэффициент С^о
е — коэффициент Освальда для расчета индуктивного сопротивления,
1/е = Л (dCxJdCy)
^ВЗЛ ПОС “ коэффициент при расчете в летной и посадочной дистанций
g — ускорение свободного падения
Н — высота
//взл, Нпос— высота условного препятствия при взлете и посадке
kc — отношение взлетной массы к реальной
Y—подъемная сила
М — число М
Nrk — число двигателей
152
www. vokb-la. spb .ru
nv — перегрузка, nv-=YfG
N — мощность
Л^взл — взлетная мощность
JP(Ph)—статическое атмосферное давление (над уровнем моря, MCA)
L—дальность, расстояние
Re — число Рейнольдса, Re=W/v
г — коэффициент формы при оценке сопротивления
S — площадь, без индекса — площадь крыла
A.V — удельная избыточная мощность
/? — тяга
/?я —суммарная реактивная тяга ТВД
/?вэл — общая взлетная тяга в статических условиях при всех работаю-
щих двигателях
R — средняя тяга на разбеге
Т — температура
t — время
Д? — эквивалентное инерционное время
V — скорость
Vv — скорость набора высоты *
У3.ц— скорость захода на посадку
Vn ст — скорость отрыва передней стойки
Ус — скорость сваливания; во взлетной конфигурации ^CtJ< в посадоч-
ной конфигурации УСо
Упос — скорость касания ВПП
Ул-1 — скорость в момент отказа двигателя
У1 -—скорость принятия решения
Уг — безопасная скорость взлета
У4—начальная скорость набора высоты при нормальном взлете
G — масса
G — вес, соответствующий массе G
бпуст — эксплуатационная масса пустого самолета
Од — масса двигателей
Опост — постоянная часть GnycT (т. е. неопределяемая Овал)
Свэл max — (максимальная) взлетная масса
Опер —изменяемая часть ОПуст (т, е. определяемая 0пэл)
0н, Йен — градиент набора высоты или снижения
вя, бен — эквивалентный градиент набора высоты или снижения
02 — угол набора высоты на втором участке
Д — приращение
рв— относительное статическое давление ра—р!рв
£говд — отношение площади миделева сечения гондолы к объему цилиндра
двигателя
Т1-КПД
Т — относительная окружающая температура, T=TjTB
X — угол стреловидности
m— степень двухконтурности
f — коэффициент трения
f' — эквивалентный коэффициент трения с учетом аэродинамических сил
v —коэффициент кинематической вязкости
р(ро) —плотность воздуха (на уровне моря, MCA)
о — относительная плотность воздуха, о—р/р0
Ф—отношение мощности к площади миделева сечения двигателя
ф—- удельная тяга, удельная мощность
у - отношение удельных теплоемкостей
Индексы
сж — эффект сжимаемости
ф — фюзеляж
-З.п — заход на посадку
з — земля
153
www. vokb-la. spb .ru
hr— нача io крейсерского полета
пос—посад а
взл — взлет
гонд — гондола
ост — этап торможения при прерванном взлете до остановки
кв-—хвостовое оперение
ш — шасси
кр — крейсерский
О 25 — линия четверти хорд
О — условия на уровне моря
в б — вход в бафтинг
5.1. ВВЕДЕНИЕ
Поеле выбора обще i компоновки самолета (гл. 2) на основании эскизов и окон-
чания проработки компоновки фюзеляжа (гл 3) прои водится выбор типа дви-
1ателя и размеров крыла На этом этапе проектирования специфические требова-
ния и летные характеристики шрают важную роль В гл 4 п> д [еркивалось, что
характеристики двигателя зависят от многих параметров, таких как температура
цикла, степень сжатия, степень двухконтурности и т д Наиболее важными па-<
раметрами крыла явтяются форма профиля, площадь, относительное удлинение
и механизация В хорошо увязанном проекте различные параметры и факторы
объединены таким образом, что стоимость и эксплуатационные расходы сводятся
до минимума без ущерба для вы олнения технических требований
В связи с ограниченной номенклатурой подходящих двигателей выбор дви-
гателя часто производится на основе поверхностного анализа характеристик са-
молета В этом случае используется упрощенный подход и к проектирозанию
крыла но результат такого подхода может быть отрицательным, если чи ло дви-
гателем очень мало При наличии нескольких типов двигателей необходим си-
стематический анализ для поиска оптимальной комбина ни конструкции крыла
и ти а двигателя В настоящей главе выводятся основные зави имости для вы-
вод гения такого анализа и приводятся упрощенные примеры их применения
Потная оценка влияния Того или иного решения на самолет в целом эквивалент-
на проведению исследований по числу параметрических переменных, что вых д it
за рамки настоящей главы и здесь не рассматривается.
Упрошенные примеры включают огновные наиболее сложные расчетные сис-
темы а дальнейшая их детальная проработка может быть выполнена читателем
самостоятельно
Анализ состоит из трех основных частей
а) предварительная оценка массы пустого самолета, массы тот лива обще!
мае ы и потяры сопротивлений (см разд 5 2 и 5 3),
б) о рсдечсние конструктивных ограничении на основе «обратного» пересчета
характеристик (см разд 5 4 ,
в) примеры оптимизации характеристик самолета (см разд 5 5)
Выбор типа двигателя и формы крыла на практт ке зависит не только от
расчетных характеристик, но и от других факторов, которые paci м угрены в
гл 6 и 7.
За последнее время требования по уменьшению уровня шума стати играть
важную рол» при проектировании самолета Хотя методы проектирования, гаран-
тирующие низкий уровень шума, не разработаны, некоторые вопросы этой проб-
лемы затронуты в настоящей главе
Следует подчеркнуть, что представленные методы анализа являются нагляд-
ными примерами и применимы на ранних этапах проектирования С увеличением
объема данных они должны быт^ уточнены и улучшены Гл 8 и приложения к
настоящей кише содержат более детальные данные по этому вопросу и ссылки
на литературу
154
www.vokb-la.
5.2. ПРЕДВАРИТЕЛЬНАЯ ОЦЕНКА МАССЫ
5.2.1. Поэтапная оценка массы
На заре авиации конструктор само юта отвечал одноврс юпно за конструкцию,
ее прочность и массу По мере усложнения процесса проектирования эти вопросы
превратились в специализированные области инженерной науки Одной из таких
областей является определение массы, ее контроль и координация действий
по ее изменению В настоящее время оценка, контроль массы отдельных частей
и суммарной массы проводятся на всех этапах проектирования каждого самолета
Дчя эффективности оценку и контроль массы н\жно проводить с самого
начала предварительного проектирования, еще до того, как конфигурация само
лета будет окончательно установлена После распределения массовых лимитов
но отделам конструкторского бюро их изменение в процессе дальнейшей прора-
ботки будет встречать серьезное сопротивление со стороны бригады, контроля
рующей массу самолета Массовые лимиты, заданные отделом предварительного
проектирования, обязательны и для других отделов КБ
Оценка массы необходима не только для расчета прочности и характеристик
по и дтя оптимизации схемы самолета в соответствии со следующими методами
оценки массы самолета
В оценка на этапе поиска схемы самолета,
2) оценка при выбранной схеме
3) оценка и контроль после выбора схемы
Оценка массы на этапе поиска схемы сводится к обоснованным предполо
же пням исходя из назначения самолета Разме| ы самолета и конструктивная
схема окончательно не установлены на этом этапе Поэтомх оценка массы носит
элементарный характер и базируется на статистических данных Некоторые при-
меры этого метода даны в подразд 522 ив работах [5 6—5 10]
Д.<я оценки массы выбранной схемы используется полуэмпирический метод,
предусматривающий определение массовых данных при изменении главных кон-
структивных параметров Такой метод особенно полезен в параметрических рас-
четах, направленных на поиски оптимальных компромиссных сочетаний перемен-
ных параметров самолета В этом случае методы оценки должны давать доста-
точно точные данные не тотько по абсолютным величинам, но и по приращениям
переменных параметров Расчеты выполняются методом последовательного при-
ближения, т е начальные массовые данные задаются на основе предыдущего
цикла расчета, и циклы расчета повторяются до тех пор, пока параметры не
стабилизируются на определенном уровне значений с заданной точностью При-
меры применения этой методики даны в гл 8
Когда схема самолета окончатетьно установлена, анализ нагрузок и масс
должен быть более детальным Основной целью этого этапа является составле-
ние детальной массовой сводки и предварительного прочностного расчета для
определения количества конструктивного материала, необходимого для восприя-
тия оасчетных нагрузок при обеспечении достаточной жесткости Должно быть
учтено увеличение массы от узлов, вырезов, стыков и других элементов, услож-
няющих конструкцию Для оценки массы различных систем необходимо иметь
перечень всех этих систем с указанием масс и потребляемой ими мощности
Вследствие сложности этого этапа оценки не существует единого метода дчя
всех типов самолетов В литературе можно, однако, найти примеры рациональ-
ного полхоца к подобной оценке крыла Объединенное общество ипженеров-
ве<озпков (SAWF) издало ряд работ на эту тему, которые приведены в списке
литературы к гл 8
5.2.2. Примеры приближенной оценки массы
В летная масса есть сумма масс пустого самолета GII}Ct, полезной нагрузки
Gn и и массы топлива GT
^ВЗЧ = СТ “В G1I.H + G Г- (5.!)
Массу пустого самолета можно рассматривать как суммуг постоянной массы
Споет и переменной массы (?пер:
155
www. vokb-la. spb .ru
^uycT = ^UQCT + Guep. (5.2)
Разделение пустой массы на постоянную и переменную составляющие зави-
сит от конкретного случая. Например, при использовании готового двигателя
его масса входит в состав постоянной составляющей. Рассматривая массу топ-
лива и переменную составляющую пустой массы в частях от взлетной массы,
получаем
... ОпосТ
0взл =------. (5.3)
Gnep GT
Gb3ji GB3Jt
Ниже дан анализ этого уравнения для самолетов различных категорий.
Легкий самолет с ПД. Основной составляющей массы на этих самолетах
является двигатель, масса которого или известна, или ее нужно определить по
рис. 4 12.
Тогда уравнение имеет вид
= °--+0» . (5.4>
Gnep (7Т
I —-----— -----
GB3n GB3.q
На основании анализа данных около 100 легких самолетов определены ве-
личины для выражения
Gyjep GnyCT @л
—----=-------р• (5.5)
взл и взл
Они составили для самолетов обычной категории с неубирающимся ша си
0,45, с убирающимся шасси — 0,47, для самолетов общего назначения — 0,5, для
пилотажных самолетов — 0,55
=°'17 <’,S +°’3S> <5в>
GB3JI 1000
где Гш — коэффициент, учитывающий сопротивление шасси (см. подразд. 5.3,2).
Самолеты с ТРД и ТВД. В общем случае запас топлива на крейсерский по-
лет может быть рассчитан по известному уравнению Бреге. Однако задача услож-
няется необходимостью оценки дополнительных запасов топлива для взлета,
набора высоты, спуска, резерва и т. п. Для сокращения расчетов целесообразно:
для самолетов с ТВД общий запас топлива брать по рис. 5.1;
для самолетов с ТРД запас топлива разделяется иа полетный и резервный-
Масса полетного топлива определена с помощью данных на рис. 5.2 и на
основании материалов подразд. 5.4.2; резервный запас определяется по форму-
лам (5.46) и (5.47).
Масса пустого легкого (СВэЛ<5670 кг) самолета составляет приблизительно
60% от взлетной массы, поэтому
0.3,.= „
0,4 — GT/GB34
Для транспортного самолета с Свзл>5670 кг более точные данные могут
быть получены после разделения массы на:
массу сухого двигателя;
массу несъемного оборудования (примерно 500 кг);
постоянную составляющую взлетной массы, главным образом массу конст-
рукции крыла и шасси;
массовую группу, определяемую размерами фюзеляжа.
Целесообразность такого подхода подтверждается рис. 5.3. По данным для
разнообразных типов самолетов установлено, что прирост массы без изменения
156
www. vokb-la. spb .ru
Рис. 5.1. Оценка массы топлива для
турбовинтовых самолетов (неболь-
шие и транспортные самолеты);
1 — большая крейсерская скорость;
2 — крейсерская дальность; 3 — ре-
зерв топлива
Рис. 5.2. Оценка составляющей массы по-
требного на полет топлива для реактивных
транспортных и административных самоле-
тов:
J — большая крейсерская скорость; 2 —
крейсерская дальность; 3 — администра-
тивные самолеты. Обозначения:
размеров фюзеляжа может достигать
20% от (твзл. Размеры фюзеляжа
важны не только с точки зрения мас-
сы его конструкции; масса таких эле-
ментов фюзеляжа, как звукоизоляция,
отделка стенок, покрытие пола, сис-
тема кондиционирования и т. д., так-
же зависит от его габаритных раз-
меров.
Результирующее уравнение име-
ет вид
р н М — окружающее
давление и число М
с — приведенный
удельный расход топ-
лива
крейсерские
условия;
та
Йф, — максимальная
и длина фюзеляжа;
ширина, высо-
L — дальность;
ап — скорость звука на уровне моря, MCA;
CF — средний коэффициент трения, осно-
ванный на омываемой площади
Gn.H 4- + Gjioct + AGnyc-t
^взл='
0,8 — О-г/Сдзл
(5.8)
Типичные величины: Ср = 0,003 —
большие дальние самолеты; С^=0,0035 —
небольшие самолеты малой дальности;
CF— 0,004 — деловые и административные
где ДОпгст берется по рис. 5.3, а
Споет = 500 кг.
На этом этапе анализа основные размеры фюзеляжа /ф, Ь$ и Лф обычно из-
вестны из компоновочных чертежей или они принимаются по статистике (напри-
мер, из рис. 3 12 и 3.13) Иасса топлива оценивается по данным для самолетов;
аналогичного типа на рис. 5.1 (для ТВД) и рис. 5.2 (цля ТРД). Масса двига-
теля известна, поскольку он выбран. В противном случае достаточно принять ее
равной 5—6% от взлетной массы.
5.3. ПРИБЛИЖЕННАЯ ОЦЕНКА СОПРОТИВЛЕНИЯ САМОЛЕТА
5.3.1. Составляющие сопротивления
В крейсерской конфигурации (закрылки и шасси убраны) на небольших дозву-
ковых скоростях коэффициент сопротивления Сх является функцией коэффици
ента подъемной силы, определяемой по поляре самолета. В этом случае поляра
имеет вид параболы:
15Т
www.vokb-la.spb.ru
Рис. 5.3. График для оценки массы
пустого самолета (транспортные и
административные самолеты):
/—реактивные самолеты; 2 — пин-
товые самолеты, 3 — модифициро-
вание самолета с увеличением
размеров
Су
Сх ~ Су + СY,- ~ Су +----------.
л° 1 х° лХе
(5.9)
Коэффициент сопротивления, основан-
ный на площади крыла, часто выражают в
условных единицах: одна условная еди-
ница равна 0,0001. Удлинение Z=/-/S (обо-
значения в приложении А.2) рассчитыва-
ется по размаху и площади крыла.
При сравнении реальной поляры, пост-
роенной по результатам измерений в полете
или по продувкам, с теоретической, пост-
роенной по формуле (5.9), видно, что в диа-
пазоне практических значений CY зависи-
мость CY от Су2 может быть заменена
прямой (рис. 5 4). В отличие от реальной
поляры, имеющей минимум при каком-то
небольшом значении Су, у теоретической
кривой по формуле (5.9) минимальный С г
соответствует Су —0 Поэтому коэффици-
ент сопротивления С% при нулевой подъ-
емной силе в общем случае является' фик-
тивной величиной; реальное значение Сх
для Су = 0 будет несколько выше. Коэф-
фициент индуктивного лобового сопротив-
ления можно оценивать по теоретической
зависимости индуктивного сопротивления
крыла с эллиптической эпюрой распределе-
ния подъемной силы по размаху
ЛЛ
(5.Ю)
Коэффициент Освальда е в формуле (5 9) учитывает отклонение эпюры рас-
пределения подъемной силы от эллиптической формы, а также увеличение про-
фильного сопротивления крыла, фюзеляжа, оперения, гондол и солротпв гения
от различных эффектов интерференции с изменением угла атаки.
Рис. 5.4. Типичная поляра для малых скоростей полета:
а — зависимость Сх от Cv; б — зависимость Сх от CY2
158
www. vokb-la. spb .ru
Приближенная оценка сопротивления может быть выполнена путем сложе-
ния сопротивления отдельных частей самолета:
где CxjSj—сопротивление элемента самолета с площадью сечения
При наличии крыла с относительной толщиной профиля до 20% и при удли-
нении фюзеляжа более 4 основной составляющей сопротивления является со-
противление трения, поэтому составляющие коэффициенты сопротивления отд ел ь-
I ых частей определяются по площадям омываемых поверхностей. Табл. 5.1 дает
представление о значении сопротивлений самолетов различных классов в крей-
серской конфигурации на небольших скоростях.
Таблица 5.1
Сопротивление самолетов различного типа
Тип самолета е
Реактивные скоростные 0.014—0,02 0,75-0,85 *
Большие турбовинтовые 0,018—0,024 0,80—0.85
Двухдвигательные поршневые Небольшие однодвигательные; 0,022-0,028 0,75—0,80
с убирающимся шасси 0,02—0,03 0,75 0,80
с иеубирающимся шасси С сл ьс кохозя йствен н ые: 0.025—0,040 0.65 0,75
без системы распыления 0.06 0,65-0,75
с системой распыления 0,07—0,08 0,65—0,75
* С увеличением стреловидности коэффициент е уменьшается.
5.3.2. Метод оценки сопротивления на малых скоростях
Метод, рассмотренный в данном разделе, сильно упрощен и яри необходимости
может быть расширен. Метод детальной оценки сопротивления приведен в при-
ложении F.
Сопротивление части самолета можно оценить, сравнив ее коэффициент тре-
ния с коэффициентом трения эквивалентной плоской пластины с той же пло-
щадью поверхности. При этом условия развития пограничного слоя должны
быть одинаковыми, т. е. равны числа Re, переход пограничного слоя от ламинар-
ного к турбулентному должен происходить на одинаковом расстоянии от носка
или передней кромки. Вторым условием эквивалентности с плоской пластиной
является отсутствие выраженных зон отрыва, т. е. части самолета должны быть
обтекаемой, гладкой формы без резких изгибов. При наличии острых кромок,
тупого носа, скошенной хвостовой части метод аналогии с плоской пластиной
не дает реальных величин. В этих случаях необходимо обратиться к экспери-
ментальным данным, обзор которых представлен в работе [5.12].
Иногда пограничный слой принимается турбулентным по всей поверхности
для компенсации ее шероховатости и нарушений формы. В этом случае коэффи
циент трения в соответствии с формулой Прандтля — Шлихтинга, основанной на
площади омываемой поверхности, имеет вид
0,455
СF =------„ о гй . (5. 2)
r (log Re) -°8 1 7
Это уравнение в нормализованном виде изображено па рис. 5.5, т. е. вели-
чина СР для Re=108 принята равной 1. Для учета толщины тела вводятся ко-
эффициенты формы, представляющие отношение реального сопротивления к со
противлению плоской пластины их значения приведены в литературе дтя секций
159
www. vokb-la. spb .ru
Рис. S.3. Поправочный коэффициент для СХд, учитывающий размеры, шероховатость по-
верхности и т. п.
крыла и обтекаемых тел вращения (например, в работе [5.12]). Площадь омы-
ваемой поверхности для каждого самолета должна быть подсчитана е учетом
оценки эффектов интерференции, влияния выступающих элементов, закрылков,
щелей поверхностей управления, окон и т. п. (см приложение F). Детальная
оценка сопротивления является кропотливым занятием и каждая самолетная
фирма разрабатывает свою собственную методику выполнения этой оценки.
Ниже дается упрощенный метод для оценки влияния размеров самолета и дви-
гателя, основанный на статистических данных. Коэффициент сопротивления при
нулевой подъемной силе рассчитывается в соответствии с уравнением
Cx0S ~ ГЛеГш хв{(Сх'5)крыл + (Сх^)ф) + (Cx<S)ronJ- (5.13)
Составляющие этого уравнения рассматриваются ниже.
Донное * сопротивление здесь не включено, но может быть учтено, если оно
существует, как приращение Л(Сх)=0,13, умноженное на площадь проекции
донной части на нормальную к потоку плоскость.
Крыло. Нескорректированный коэффициент сопротивления на площадь глад-
кого крыла выражается формулой
(Сх^)крыл = 0,0054гКрыл [1 -}-3(с/(>) cos2 7.0,25] S, (5,14)
где Г! рыл — 1 для консольного крыла и 1,1 для подкосного крыла; с/’Ь — отно-
сительная толщина профиля; Хо,25— угол стреловидности по линии 1/4 хорд;
5 -полная площадь крыла (см приложение А.2).
Уравнение (5.14) выведено из условия аналогии с плоской пластиной, с по-
правкой на типичную относительную толщину с/b до 0,2 Понятие «нескоррек-
тированное сопротивление» относится к гладкому крылу с точкой перехода по-
граничною слоя на 10% .хорды для чисел Re—12,5 10ь, рассчитанных по длине
геометрической средней хорды.
* Донной называется обычно поверхность в хвостовой части фюзеляжа, близкая к нор-
мальной по отношению к потоку.
360
www. vokb-la. spb ,ni
Фюзеляж. Нескорректированное вредное сопротивление для тел обтекаемой
формы выражается формулой
(Cj-S) 0,0031Гф/ф(йф+Лф), (5.15)
где /ф — длина фюзеляжа, включая кок винта или сопло реактивного двигате-
ля (в зависимости от наличия); Ь$, Лф— максимальные ширина и высота глав-
ного поперечного сечения, включая фонарь; гф — коэффициент формы, т. с. от-
ношение реальной омываемой поверхности к омываемой части поверхности фю-
зеляжа эллиптического или круглого сечения и цилиндрической средней части,
для которого Гф=1. Для прямоугольного сечения гф = 1,3, для скругленного с
одной стороны прямоугольного сечения гф— 1 15, полностью обтекаемый фюзе-
_ диаметр
ляж с цилиндрической средней частью имеет Гф = 0,65 + 1,0 ----------.
4 длина
Понятие «нескорректированное» сопротивление относится к фюзеляжу с
полностью турбулентным пограничным слоем при числах Re=100-106, рассчитан-
ных для длины фюзеляжа /ф. Расчеты показывают, что поправка на толщину,
умноженная на отношение площадей полной омываемой поверхности и цилиндра
0 5л/Ф (^ф + Лф), даст почти постоянную величину, равную 0,93, для практически
применяемых удлинений! фюзеляжей.
При I аличии па самолете сильно скошенной хвостовой части, выпуклых фо-
нарей и т. п. уравнение (5.15) следует применять осторожно в связи с увеличен-
ным сопротивлением от этих частей (см. подразд. 3.5.1 и рис. 3.27).
Хвостовое оперение. Если подсчитывать сопротивление хвостового оперения
по аналогии с сопротивлением крыла, то практически удобно величину сопротив-
ления хвостового оперения принять равной 24% суммарного сопротивления кры-
ла и фюзеляжа; следовательно, гхв=1,24 — типичная средняя величина. На са-
молетах с укороченным взлетом из-за увеличенной площади хвостового оперения
гхп может достигать 1,3.
Установка двигателей и гондол. Для ТРД вредное сопротивление будет рас
сматриваться относительно тяги или мощности двигателей в установленном виде
для того, чтобы учитывать различия в размерах и формах гондол, заборников,
зависящие от тяги или мощности двигателей.
Рассмотрим случай изолированной гондолы турбореактивного двигателя; ее
омываемая поверхность может быть отнесена к массовому расходу двигателя с
учетом различий в конструкции гондолы при разных степенях двухконтурности.
На основе реальных форм и площадей омываемых поверхностей гондол, зна-
чения нескорректированного коэффициента трения 0,003 и типичных величин сле-
дового сопротивления и сопротивления от сжимаемости в крейсерском полете вы-
ведена следующая зависимость-
15 4- т\ /?ВЧп
(Сх5)гонд = 1,72ггондгрев -- I - , (5.16)
U + mJ фвзлРн
где /?пзл и фЕзл относятся к стандартным условиям на уровне моря, а грев= 1
при наличии реверса тяги и 0,83 при его отсутствии
Коэффициент Ггоцд учитывает наличие пилона и сопротивления интерферен-
ции. Для двигателей в фюзеляже гГОнд представляет сопротивление воздухоза-
борников, выходных устройств и т. п.
На практике используются следующие данные: гГопд—1,5 при установке всех
двигателей в юндолах; г 0Нд —1,65 при двух двигателях в гондолах, одном в
хвостовой части фюзеляжа (коэффициент учитывает в ешнее сопротивление воз
духозабориика центрального двигателя); Ггонд =1,25 при двигателях в гондолах
по бокам хвостовой части фюзеляжа; гГОнд=1 при двигателях в фюзеляже, воз-
духозаборниках ковшового типа по бокам фюзеляжа; гГОпд=0,3 при двигателях
в фюзеляже, заборниках в корневой части крыла.
Следует отметить, что выражение 5-|-т/1-|-лп в уравнении (5.16) не имеет
физического смысла; оно введено на основании статистических значений отно-
шения площади омываемой поверхности к площади лобового сечения реальных
двигателей с различными степенями двухконтурности.
6—1221
161
www. vokb-la. spb .ru
Нескорректированное сопротивление гондолы турбовинтового двигателя
(Сх*^)Гонд = 0,1 гГ0НД , (5.17)
^взл
где Мвзл и Фвз» относятся к стандартным условиям на уровне моря, а гГЛИД=1
для кольцевого заборника и 1,6 для ковшового заборника, увеличивающего ми-
делево сечение. Уравнение (5.17) основано на типичном коэффициенте сопротив-
ления лобового сечения гондолы 0,065, когда площадь лобового сечения кольце-
вою заборника составляет около 65% от миделева сечения гондолы.
При установке на крыле поршневого двигателя
(Сх$)гонд = 0,07сГОН5 (5.18)
твз.ч
где /Увал и фвлл относятся к стандартным условиям на уровне моря, а
площадь миделева сечения гондолы
СгОнд ”
объем цилиндра
Типовые значения ?юн,( могут быть заимствованы из разд. 4.2 или получены
от конструктора двигателя. Влияние размеров отражается в коэффициенте ^онд,
который составляет 0,07—0,09 м2/л для ПД с мощностью до 500 л. с., но может
быть 0,03—0,04 мг/л для класса ПД с мощностью 2000—2400 л. с.
При установке ПД на фюзеляже с тянущим винтом
(Сх$)гоня==0,0!5дфЛф. (5.(9)
Шасси. Для шасси, которое полностью убирается * в обводы фюзеляжа,
сопротивление не учитывается (гш = 1). Значения коэффициента для других ва-
риантов берутся из практики путем с авнепия параметров самолетов с различ-
ными схемами шасси и составляют: Гш —1,35 при неубирающемся шасси без об-
текателем; гш-1,25 при неубирающемся шасси с обтекателями колес и стоек;
Гш ~ 1,08 при убирающихся главных стойках шасси в обтекатели на фюзеляже
(типа самолетов С-130 и С-5А); Гщ=1,03 при убирающихся главных стойках
шасси в гондолы ТВД.
Баки на концах крыла. При наличии баков на концах крыла к уравнению
(5.13) следует добавить дополнительный член, равный произведению коэффи-
циента сопротивления (среднее значение 0,055) на площадь миделева сечения
бака. Для этого случая при расчете эффективного относительного удлинения,
размаха и площади крыта необходимо брать расстояние между осями баков
[5.12]
Поправки на число Re и дополнительные источники сопротивления. Общее
утверждение о том, что эффекты интерференции, неровности поверхности, вы-
ступающие части, воздухозаборники, антенны, щели и т. п. сильнее искажают
пограничный слой на небольших малоскоростных самолетах, чем на больших
скоростных из-за разницы в относительных размерах, спорно и зависит от аэро-
динамики самолета Поэтому для оценки настоящего метода на рис. 5 5 построе-
на зависимость отношения реально измеренного сопротивления к расчетному при
нулевой подъемной силе от числа Re, рассчитанного для длины фюзеляжа. Ап-
проксимирующая зависимость, отражающая влияние числа Re на сопротивление
трения обшивки в турбулентном пограничном слое и приращение от дополни-
тельных источников сопротивления, имеет вид
- реально измеренный коэффициент сопротивления при нулевом Су ** _
нескорректированный коэффициент сопротивления
= 47Re^0’2, (5.20)
Гкр/ф
где RC|h-—(5.21)
VKp
индекс «кр» относится к расчетной крейсерской высоте и скорости.
--------(—
* Без обтекателей для колес
* * Включая выступы, наплывы шероховатости.
162
На рис. 5.5 показано, что приращение со-
противления от дополнительных источников со-
ставляет 25—30% для легких самолетов и 10—
15% для больших транспортных самолетов.
Средняя статистическая ошибка этой оценки
составляет 4%, но она включает также неточ-
ность данных, имеющихся на графиках поляр.
5.3,3. Учет сжимаемости воздуха
До чисел М<0,5 эффект сжимаемости обычно
не учитывается Графики поляр околозвукового
транспортного самолета, изображенные на
рис 5 6 показывают, что при низких значени
ях Cy и чисел М до 0,7 влияние сжимаемости
воздуха на сопротивление имеет второстепен-
ное значение. В диапазоне чисел М. от 0,7 до
0,8 наблюдается повышение сопротивления, а при
Рис. 5.6. Влияние сжимаемости
потока на поляру
критическом числе М около 0,85
происходит резкое возрастание как индуктивного сопротивления, так и сопро-
тивления при нулевой подъемной силе. Этот прирост вызывается скачками уп-
лотнения и отрывом пограничного слоя, вызванною этими скачками Одной из
наиболее актуальных аэродинамических проблем при создании самолета явля-
ется максимально возможное снижение влияния сжимаемости воздуха на сопро-
тивление что эквивалентно повышению критического числа М. Эта проблема
более подробно рассматривается в разд 7 2
На этапе предварительного проектирования считается, что аэродинамики
полу«аг приемлемые данные по сопротивлению на крейсерской скорости при ус-
ловии правильного выбора стреловидности и толщины крыла. Тогда можно при-
нять, что ДСхСж = 0,0035 —для условий крейсерской дальности полета и
ЛСхСА( ~ 0,0020 — для условий крейсерской скорости полета.
5.3.4. Пересчет поляры по характеристикам самолетов
Для' сравнения расчетной поляры с данными реальных самолетов коэффициенты
сопротивления могут быть пересчитаны по характеристикам, выдаваемым разра-
ботчиком. В первую очередь определяется коэффициент подъемной силы в крей-
серском полете
С S
кр J
—
(5.22)
кр
Крейсерская высота и скорость берутся по описанию самолета или из дру-
гих источников. Индуктивное сопротивление
_ . Р
'Кр— «Хе
(5.23)
оценивается для типового значения е из табл 5.1 для условий, соответствующих
небольшому значению Су. На основании равенства тяги и сопротивления в крей-
серском полете можно написать.
Я
или
~~ 1
2
ypl№S
кр
(тля реактивных самолетов)
кр
ЧрЛГВ
(для винтовых самолетов).
(5.24)
(5.25)
кр
6*
163
www. vokb-la. spb .ru
Тяга на реактивных самолетах берется для самолета уже с учетом установ-
ленного двигателя, т, е. с учетом отбора воздуха, мощности и потерь давления
на входе.
Снижение тяги в среднем составляет 4% и может достигать 8% на двига-
телях с большой степенью двухконтурности. На винтовых самолетах —тяго-
вый КПД учитывает КПД винта, дополнительное сопротивление элементов са-
молета, попадающих в струю от винта, потери на входе, отбор мощности и воз-
духа и сопротивление элементов охлаждения. Наиболее типичными являются
следующие данные: т]р—0,85 для ТВД (с учетом реактивной составляющей тя-
ги); т]р = 0,8 для ПД, установленных на крыле; т)р = 0,78 для тянущего ПД в
носовой части фюзеляжа.
Крейсерская мощность или тяга берется по описанию двигателя для соот-
ветствующего режима, высоты и скорости. Режим ПД обычно составляет 75—
65% от максимальной мощности для условий максимальной крейсерской скоро-
сти и экономической крейсерской скорости соответственно. Окончательно сопро-
тивление при нулевой подъемной силе определяется как
СХо = — с X (-|кр. (5.26)
Более точное значение можно получить после аналогичного анализа не-
скольких режимов полета. На основании графика зависимости Сх от Су2 мето-
дом линейной аппроксимации находятся СХа и е по аналогии с рис. 5.4.
5.3.5. Сопротивление при взлете и посадке
Сопротивление самолета в крейсерской конфигурации определяет тягу и часовен
расход топлива. Сопротивление во взлетной конфигурации (закрылки выпуще-
ны) определяет допустимую взлетную массу в конкретном полете самолета и,
следовательно, полезную нагрузку * **.
При высокой окружающей температуре и при высоком расположении аэрод-
рома над уровнем моря ограничения по взлетной массе могут привести к умень-
шению полезной нагрузки или ограничению запаса топлива и дальности. В этом
случае приращение сопротивления на 10% снизит нагрузку на 30%.
Типичные поляры для взлетной и посадочной конфигураций самолета при
различных углах отклонения закрылков изображены на рис. 5 7. Поскольку рас-
полагаемый градиент набора высоты
G Ср
(5.27)
зависит от отношения сопротивления к подъемной силе, аэродинамические ха-
рактеристики иногда строятся, как показано на рис. 5.8 *’F. На кривых наносятся
точки, соответствующие значению качества при безопасной скорости взлета V2
для каждого угла отклонения закрылков. Линия, соединяющая эти точки, обра-
зует огибающую, удобную для сравнения одной системы закрылков с другой.
Точная оценка степени эффективности той или иной системы механизации крыла,
очевидно, невозможна, поэтому полезно сравнить линии V2 на основе обобщен-
ных параметров путем преобразования поляры в следующий вид:
(5.28)
Величины СХо и е относятся к конфигурации с выпущенными закрылками.
На рис. 5.9 представлена серия кривых V2 для различных самолетов, которые
позволяют вывести следующую приближенную зависимость, приемлемую для
предварительного проектирования:
(Суу )2
Схря-СГ)+ J , (5.29)
• Определения даны в подразд. 8.2.1.
** Более полная информация представлена на рис. 11.4.
164
www. vokb-la. spb .ru
Рис. 5.7. Формы поляр для легкого транс-
портного самолета на малых скоростях
где Со — 0,018 и Е=0,7 при выпущенных
предкрылках и Со-0,005 и Е—0,61 при
убранных предкрылках или при их от-
сутствии. Следует отметить, что это урав-
нение не представляет реальную поляру;
оно относится к начальному этапу на-
бора высоты после взлета. Для учета
Рис. 5.8. Геометрическое место точек, соот-
ветствующих значениям качества самолета
для обеспечения безопасной скорости взле-
та, равной i,2Vc:
/ — закрылки в посадочном положении;
2 —закрылки во взлетном положении; 3—
диапазон конкретной системы закрылков;
4 — кривая для параболической поляры;
5— закрылки убраны
прироста сопротивления, вызванного отказом двигателя при низких значениях тя-
говое руженностп, величину Е необходимо уменьшить на 4% для схемы самолета
с двигателями на крыле и на 2% при расположении двигателей в хвостовой час-
ти фюзеляжа.
Хотя точность уравнения (5.29) для посадочной конфигурации самолета
недостаточна из-за более высокого отношения скорости полета к скорости свали-
вания, оно может быть использовано для первых прикидок и в этом случае.
5 4. ОЦЕНКА ТЕХНИЧЕСКИХ
ТРЕБОВАНИЙ
Целью обычного расчета является опреде-
ление характеристик самолета данной кон-
струкции и геометрии. Однако конструктор
сталкивается с противоположной задачей
зная требуемые характеристики, он должен
найти такие комбинации конструктивных
параметров, которые будут наиболее полно
удовлетворять или превышать требования,
предъявленные к самолету.
В настоящем разделе технические тре-
бования преобразуются в граничные вели
чины следующих основных параметров и
данных самолета, которые оказывают суще-
ственное влияние на его характеристики.
По силовой установке Общая взлетная
тяга (мощность) всех двигателей на уров-
не моря, отнесенная к взлетному весу, опре-
деляет коэффициент тяговооруженности
Лвзл/Овал или энерговооруженности
Авзл/Оезд. Обратные величины называются
нагрузкой на тягу (мощность);
число двигателей jVwd;
тип или конфигурация двигателя Важ
ное значение имеют градиенты падения тя
Рис. 5-9. Обобщенные данные по изме-
нению качества самолетов на взлете
165
www. vokb-la. spb .ru
ги (мощности) по скорости, высоте и окружающей температуре (/?//?вал или
А^/А^вэл) и удельный расход топлива в крейсерском режиме.
Граничные величины для этих параметров обычно не определяются, так как
их нельзя считать независимыми переменными (см. гл 4, разд. 4 4)
По крылу Полная площадь крыла 5 Взлетный вес, отнесенный к волной
площади крыла, определяет удельную нагрузку па крыло Свчл/S;
относительное удлинение Х = Вместо 7. иногда используется понятие по-
гонной нагрузки по размаху (7В1Л//2*;
механизация крыла, в частности расяола! аемый т и качество во взлет-
ной и посадочной конфигурациях. Форма профиля, относительное сужение и
угол стреловидности не рассматриваются в данном разделе, а обсуждаются в
1Л 7
Уравнения настоящего раздела будут представлены в удобном для их приме-
нения виде Дтя режимов набора высоты и наибольшей скорости удобнее выра-
жать тягу (мощность) двигателя в единицах других параметров; для малых
сктростсй, в частности при известном типе двшагеля и заданной массе самолета,
легко выявляются ограничения по нагрузке на крыло.
Заданные требования по отдельным характеристикам не всегда выполнимы
например, пеприсмтемыс решения по величине площади крыла. Даже при нали-
чии готового двигателя целесообразно в этом случае рассмотреть варианты с
увеличенной мощностью двигателя или при помощи уравнений найти допусти-
мую в четную массу для наиболее критического параметра.
5.4.1 Характеристики на больших скоростях
Реактивные самолеты. Для выполнения установившегося полета на заданной вы-
соте с заданной скоростью необходима тяга
(а.ЗО) -
где — тяга с учетом установки двигателя на самолет, принятая для выбран-
ного двигателя по описанию разработчика или равная определенному проценту
тяги в неустановленном виде, если двигатель неизвестен (см. под разд. 5.3.4).
В соответствии с уравнением (5 9) коэффициент сопротивления зависит от
коэф(J ициента подъемной силы
(5.31)
и уравнение (5 30) можно переписать в следу ющем виде:
I
л — уМ’Су
Я 2 1 л° (1 I
Г" =-----“1---------------------------(5.32]
G G/pS pS 1 х
— у’М2дХс
Коэффициент сопротивления при нулевой подъемной силе может быть выра-
жен через птощадь крыла и тягу установленного двигателя. Для этой цели при-
меним любой метод грубой оценки сопротивления
В данном разделе используется полустатистический метод, изложенный в
разд. 5.3, который приводит к следующему выражению:
0,7LW , C7B31/pHS
—— _ "Т" " “ 5 ’'.Т 7*“
-----ьг + " д “ ; +0,76M2rf2
GK3.1/pKS (),7А^ЬМ2лХё>
Л/Лвзя-0,78М2й3—
(5.33)
Иногда погонная нагрузка по размаху определяется как бвзлД.
166
www. vokb-la. spb .ru
, б^взл
где
(Сх5)крыл л
= /'Re'Wx.H ;; + ЛСхсж;
(5.34)
(^х5)ф/7н
^2 ~ Гт>^ги1гх..в 7Z »
Ke ^взл
, _ _ (^Х^)гопдРн
*3='К/Щ Ъ '
'ХвЗЛ
Терминология обозначений объяснена в подразд. 5.3.2 и 5.3.3.
Три члена в числителе уравнения (533) связаны с профильным и индуктив-
ным сопротивлением крыла, сопротивлением фюзеляжа и оперения. Знаменатель
можно интерпретировать как эффективный градиент падения тяги двигателей,
установленных в гондолы двигателей с учетом внутреннего и внешнего сопро-
тивления гондол или воздухозаборников Величина /?//?пэл может быть получена
по кривым безразмерной тяги или по обобщенным кривым, данным в приложе-
нии Н.
Минимальная тяга, необходимая на данной скорости и высоте, соответствует
следующей нагрузке на крыло:
— = -у- у/?М2 (5.35)
S 2
Эта формула определяется из условия минимального сопротивления (или
максимального качества) крыта плюс составляющая сопротивления от хвостово-
го оперения, пропорциональная сопротивлению крыла. Коэффициент dj пропор-
ционален коэффициенту профильною сопротивления; для самолетов с убираю-
щимся шасси его величина находится в пределах от 0 008 до 0,01.
Винтовые самолеты. Эквивалентная мощность, необходимая для установивше-
гося полета на заданных скорости и высоте, определяется следующим образом:
rlPN ~ XV - у- ^CXS. (5.36)
Энерговооруженность в стандартных статических условиях на уровне моря
рассчитывается так же, как для реактивных самолетов:
1 J rfi d-> , 2(7взл/5
I № взл о ,с + 2 1.бгпз i/5 Рн ’г/?0(Л^л).с
бj взл 1 ?Г3^3 (0.4/)
При расположении двигателей на крыле коэффициенты di и d9 определяются
по выражениям (5.34) а
= (5.38)
взл
Влиянием сжимаемости на сопротивление можно пренебречь. Для двигат -
ля с тянущим винтом в носовой части d3=0, а
= fpe Гш {^хв (СЛ‘^)кры-ч_1_(^'Л^)гон1} 5, ощ- (5.39)
Градиент падения мощности берется из характеристик двигателя. Типичные
значения тягового КПД т)р рассмотрены в подразд 5.3.4
167
www. vokb-la. spb .ru
5.4.2. Дальность полета
Требуемую дальность или радиус действия необходимо получать с заданной по-
лезной нагрузкой или максимальным запасом топлива, взятым с учетом резерва
на режим ожидания и для полета в зону запасного аэродрома. В дальнейших
рассуждениях фигурируют понятия, связанные с крейсерским полетом на крей-
серской (начальной) высоте, на крейсерской дальности и, наконец, при крейсер-
ской скорости.
Реактивные самолеты. Грубый расчет запаса топлива на крейсерский полет
можно определить по формуле Бреге, хотя он будет зависеть и от техники вы-
полнения крейсерского полета. Предполагая угол атаки, воздушную скорость и
удельный расход топлива постоянными, получим формулу для расчета дат.,-
ности*
L = К 1л г °™ (5.40)
/? бГн.к — GT
или L МК j Gh.k д т ч
«0 Gh.k G t (О.41)
где Он к — начальная масса самолета и 6Т — масса топлива для крейсерского
полета; К=Г/Х— качество самолета.
При заданных запасе топлива и типе двигателя основным параметром в
этом уравнении является параметр дальности МК.
Эксплуатационные характеристики (крейсерская высота, число М), удельная
нагрузка на крыло и поляры являются главными переменными. У самолетов с
большой и средней дальностью потребный запас топлива велик и необходим
поиск оптимальных условий полета.
При заданных поляре и удельной нагрузке на крыло могут быть построены
кривые постоянных МК в координатах скорость — высота (рис. 5.10); нижние
части графиков о (носятся к одной высоте. Тангенс угла наклона исходной кри-
Рис. 5.10. Диаграммы для расчета дальности скоростного самолета дальних авиалинии:
а — с учетом влияния сжимаемости на сопротивление, 100% MKmax=I4,8, б — бет >чета
влияния сжимаемости, 100% MKmax=14,8; 1 — максимальная крейсерская тяга; 2~ грани-
ца бафтинга при пи = 1,3
168
www. vokb-la. spb .ru
вой CxICy определяет условия максимального MK. При заданном числе М по-
лета и переменной высоте максимальная дальность соответствует высоте, на ко-
торой К максимально, следовательно,
Су — \/ ,
(5.42)
что соответствует числу М полета, при котором сопротивление минимально
Almin х-
Геометрические места точек, для которых выполняется это условие на каж-
дой высоте, показаны в верхней части рис. 5.10.
При постоянной высоте и переменном числе М условие максимальности МЛ
без учета эффекта сжимаемости имеет вид
с решением
d
dCy
I 1 2 Су
\f s ур c2J
(5.43)
яке
(5.44)
соответствующим числу М= j ЗМ1И1дХ.
Условия, оговоренные выражениями (5.42) и (5.44), несовместимы, поэтому
получение абсолютно оптимальной комбинации числа М и высоты полета не-
возможно. Это подтверждается и данными на рис. 5.10, показывающими, что
при отсутствии сжимаемости МЛ продолжает увеличиваться с высотой
При больших дозвуковых скоростях наблюдается резкое возрастание сопро-
тивления с соответствующим снижением параметра дальности за пределами кри-
тического числа М.. Хотя сложная картина потока не позволяет учесть эффект
сжимаемости аналитическим путем, рис. 5.10 показывает, что в результате этого
эффекта на кривых появляется максимум КМ. Точки Су для этих условий соот-
ветственно сдвигаются и пересекают кривые Лтах в точках оптимальной комби-
нации числа М и высоты.
Условия получения максимальной удельной дальности (т. е расстояния,
приходящегося на каждый килограмм топлива) несколько отличаются от условий
Л1Кшах из-за влияния высоты и скорости на удельный расход топлива двига-
телей.
На практике скорость горизонтального полета будет всегда на 10—20%
выше Mmin х для получения положительных запасов устойчивости и исклю-
чения бафтинга при возможных маневрах. Типичные условия получения крей-
серской дальности будут составлять 98% от условий, соответствующих макси-
мальной удельной дальности (точка А на рис. 5.10, а). В тех случаях, когда рас-
ход топлива не является доминирующим фактором, заслуживает внимания полет
па крейсерской скорости на несколько меньшей крейсерской высоте (точка В).
Скорость полета в этом случае определяется максимальным крейсерским режи-
мом двигателей, что позволяет компенсировать прирост сопротивления по-
рядка 20 условных единиц. Промежуточные условия соответствуют экономиче-
скому крейсерскому полету, при котором обеспечивается благоприятное с точки
зрения эксплуатационных расходов сочетание стоимости то лива и полного вре-
мени полета
Задача конструктора заключается в том, чтобы выбрать благоприятное со-
четание скорости, высоты и геометрии самолета для получения наилучших или
по крайнем мере удовлетворительных характеристик по дальности и оценить ко-
личество потребного топлива. Изменение скоростных характеристик оказывает
значительное влияние не только на потребное количество топлива, но и на кон-
струкцию крыла (угол стреловидности, форма профиля), массу конструкции,
удельный расход топлива двигателей, затрагивает проблемы устойчивости и уп-
равляемости
Оптимизация расчетного числа М довольно сложная задача, поэтому этот
параметр задается до некоторой степени произвольно в технических требованиях
на самолет.
169
Рис. 5.11. Оптимальные крейсерские
условия по критериям Кюхемаиа и
Вебера [5.4]:
J-Cr/y<cVJfo1tX*“cr/Cr-4nlnx; Сд/6
У/Х
У/*тах
www. vokb-la. spb .ru
Крейсерская высота оказывает пря-
мое влияние на массу топлива. Когда
тяга установленного на самолет двига-
теля выбрана для крейсерских условий,
с увеличением высоты его размеры долж-
ны расти из-за снижения плотности воз-
духа и при заданном значении удельной
тяги потребный диаметр входа также
должен увеличиваться. Суммарная мае
са двигателя и топлива минимальна-для
какой то высоты ниже высоты, соответ-
ствующей максимальному качеству К.
Этот случай проанализирован аналити-
чески Кюхеманом в работе [5.4], и полу
чены оптимальные условия для Су, ука-
занные на рис. 5 11.
На самолетах большой дальности
основным является требование мини-
мального запаса топлива; на коротких
маршрутах количество израсходованного
топлива играет меньшую роль, а глав-
„ным фактором становится масса двига-
взл,теля, что приводит к относительно низ-
ким оптимальным значениям Су в крей-
серском полете.
На практике задача усложняется
следующим-
топливо на крейсерский полет составляет только часть общего запаса;
масса топлива и двигателя неравноценны с точки зрения достижения мини-
мальных эксплуатационных расходов;
на самолетах коротких линий тяга двигателя часто определяется длиной
взлетной дистанции или. требованиями безопасности при отказе одного двигателя;
требования по обеспечению пассажиров кислородом зависят от крейсерской
высоты (FAR 121.327-333), что может оказаться решающим фактором;
выбор крейсерской высоты зависит от службы управления воздушным дви-
жением.
Для начальной оценки количества топлива на полет запас топлива на
крейсерский режим определяется по уравнению (5.41)*
От.кр
^взл
Lc п/['т
а0М
(5.45)
где начальная масса предполагается приблизительно равной бВзл.
Дополнительное количество топлива необходимо еще на взлет, набор высо-
ты, спуск, заход на посадку и посадку. Рис. 5.2 основан на следующих пред-
посылках*
а) запас топлива на крейсерский полет по уравнению (5.45) является опре-
деляющим фактором;
б) для транспортных самолетов при определении приблизительного значения
качества крыча Д = У/Х может быть использована удельная нагрузка на крыло,
определяемая по формуле (5.35);
в) омываемая поверхность фюзеляжа является главным параметром при
оценке сопротивления фюзеляжа, другие составляющие сопротивления считаются
пропорциональными суммарному сопротивлению крыла и фюзеляжа.
Рис. 5 2 используется, когда известны размеры фюзеляжа из компоновочных
чертежей или они принимаются по данным рис 3.11 и 3 12. Удельный расход топ-
лива двигателей берется по техописанию или из данных, приведенных в гл. 4.
Резервный запас топлива состоит из различных составляющих (см.
табл. 11.2). Наиболее весомым является резерв топлива на режим ожидания.
170
www. vokb-la. spb ,ni
который пропорционален минимальному сопротивлению самолета н, следователь-
но, обратно пропорционален Для транспортных самолетов справедлива
следующая приближенная формула-
г-рсз 0,18с^>/ J Т
б* НЗЛ К
(5.46)
где Cjj/F 7* величина, одинаковая с указанной для рис. 5.2.
Административные и деловые самолеты должны иметь резерв топлива на
3/4 часа полета, что в переводе на дальность эквивалентно выражению
Д£ = 0,75Гкр. (5,47)
Данные рис. 5 2 справедливы при условии, когда эквивалентная дальность
равна
При необходимости оценки влияния таких переменных параметров, как
удельная нагрузка па крыло, относительное удлинение, распределение массы са-
молета должно быть выражено в единицах этих параметров. Такие расчеты нс
приводятся в данном разделе; упрощенный пример в подразд. 5 5.3 оценивает
влияние варьирования площадью крыла на распределение массы самолета боль
шой дальности.
Винтовые самолеты. Уравнение Бреге для винтовых самотетов имеет вид
1 £ = — К In °н'к . (5.47а)
\ Cf ^н.к (Тт
На основании (5.47а) могут быть построены графики, аналогичные изобра
женным на рис. 5.10 Пренебрегая изменениями удельного расхода топлива и
КПД винта, можно показать, что удельная дальность будет максимальной-
при минимальном сопротивлении самолета и постоянной высоте, но перемен
ной скорости полета;
при минимальной мощности и постоянной скорости, но переменной высоте
полета.
Как и в случае с реактивными самолетами, эти устовия несовместимы, что
объясняется отсутствием абсолютного оптимума, основанного на принятой меха-
нике полета. В общем случае у винтовых самолетов хаиактеристики дальност i
продолжают улучшаться по высоте до тех пор, пока располагаемая мощность
не становится ограничивающим фактором.
Для предварительной оценки массы топлива может быть использован
рис. 5.1. Относительное удлинение крыла является основным фактором для полу-
чения высокого качества и хороших характеристик по дальности. Это единствен-
ный параметр, характеризующий аэродинамические данные, так как размеры
фюзеляжа, оказывается, практически не играют существенной роли.
5.4.3. Набор высоты
Характеристики самолета на режиме набора высоты задаются в следующем
виде:
1) эксплуатационные требования, вытекающие из желаемых возможностей
самолета в нормальных условиях, например:
скороподъемность на уровне моря, в чистой конфигурации (т е без подве-
сок) при всех работающих двигателях;
практический потолок при максимальной скорости набора высоты 0,5 м/с,
в чистой конфигурации, при всех работающих или одном неработающем дви-
гателях;
2) требования Норм летной годности, предназначенные для обеспечения без-
опасности в нормальных и критических условиях, например:
минимальный градиент набора высоты в различных конфигурациях (взлет-
ной, крейсерской, посадочной), при работающих или одном неработающем дви-
171
www. vokb-la. spb .ru
гателях, выпущенных или убранных закрылках, при завышенных значениях за-
данной скорости полета. Этот показатель характеристик особенно интересен при-
менительно к реак ивным транспортным самолетам и более подробно рассмот-
рен в разд. 116,
скороподъеь ность на заданной высоте при одном неработающем двигателе.
Часто используется отношение скорости набора высоты к скорости сваливания
(при выпущенной механизации). Этот показатель характеристик пригоден для
легких и поршневых самолетов.
Существуют следующие понятия, связанные с режимо i набора высоты:
а) скорость набора высоты при постоянной скорости полета;
б) скорость набора высоты при оптимальной скорости полета;
в) градиент набора высоты при постоянной скорости полета;
г) градиент набора высоты при оптимальной скорости полета.
На практике наиболее часто применяются понятия, указанные в пп. «б» и
«в», понятие п. «а» можно найти в Нормах летной годности для поршневых
транспортных самолетов; понятие «г» можно встретить при невыполнении тре-
бований по набору высоты после взлета по скорости V2 и п для транспортных
самолетов («разгон»).
Специальным эксплуатационным понятием является время набора заданной
высоты- оно не обсуждается в настоящем разделе в связи с отсутствием ана-
литических зависимостей, при помощи которых этот параметр можно было бы
перевести в категорию конструктивных переменных.
Различные расчетные случаи, рассмотренные ниже, дают представление о
проблеме получения общих характеристик и иллюстрируют существующие ме-
тодики их оценки.
Удобным обобщенным параметром, характеризующим набор высоты, явля-
ет :я уделы ая избыточная мощность
Избыток мощности необходим для набора высоты, разгона и выполнения
разворотов В случае установившегося набора высоты с перегрузкой
Ку = ~ 1 ДУ идентична скорости набора высоты Vv, если угол 6Н неболь-
шой (cosOhSw 1).
Для горизонтального полета при пу = 1 AN соответствует нарастанию кинети-
ческой энергии и, следовательно, определяет время, необходимое для разгона от
одного значения скорости до другого. При выполнении горизонтального разворо-
та при заданной скорости поворота или нагрузке AN представляет маневрен-
ные и разгонные характеристики. Следует отметить, что AN измеряется в едини-
цах скорости а не мощности.
Реактивные самолеты. Требуемая тяга рассчитывается по уравнению (5.48):
ДУ ___ Сх
G V +Пу Су'
(5.49)
В случае заданного градиента набора высоты для nv = l при установившей-
ся скорости
V к
и и уравнения (5.49) следует, что
(5.51)
Коэффициенты подъемной силы и сопротив ения определены зависимостями
(5.9) и (5 31), следовательно,
172 чЧг'Ч
www. vokb-la. spb .ru
R _T™26^
g G/(pS)
G (pS)
1
— yM2nX₽
(5.52)
Минимальная величина тяговооруженности соответствует минимальному от-
ношению Сх/Су при
G (Р$)
— у У~Схлле
1/2
~ max г
(5.53)
и, следовательно,
/?
G
min
(5.54)
При заданной скороподъемности для dVidH—Q и ns = l и произвольной ско-
рости V уравнение (5 49) приобретает вид
R Ш/а
G = М'
М \2 /М'\2>
м' / +1м п
(5.55)
где
n,G/(pS) _
— [ —} тах.
-у у / Схп).е
(5.56)
Если задано число М, это уравнение непосредственно используется для по-
лучения тяговооруженности. Однако в большинстве случаев целью расчетов яв-
ляется поиск числа М, для которого R/G минимально. График зависимости R/G
от М вместе с типичными кривыми, характеризующими градиент падения тяги
(рис. 5.12), показывает, что приемлемым приближением для R/G является его
значение при таком числе М, для которого уравнение (5.55) имеет минимум. Это
условие соответствует
/ М \з JVL' ДАГ/а ।
I М7 J Л? ’ 2niyM' V сХо'
(5.57)
Решение представлено в графической форме на рис. 5.13. В общем случае
величина СХо определяется по следующей формуле:
+ d%
(5.58)
где сопротивление, вызванное установкой двигателей, принимается равным 10%
от и Рассчитываются п0 формуле (5.34).
В следующих двух специальных случаях при заданной скороподъемности
расчеты могут быть упрощены.
Случай А* установившийся полет на малой высоте при всех работающих
двигателях, задана скорость набора высоты Vy при nv— 1
Составляющей индуктивного сопротивления (второй член уравнения 5 57)
для оптимальной тяговооруженности R/G можно пренебречь Из рис. 5.13 еле
дует, что при достаточно больших Vv это приемлемо. Условие для определения
числа М имеет вид
(5.59)
Vy/zz G
M ps '
173
www. vokb-la. spb ,ni
Рис 5 1? Потребная тяга при
наборе высоты при заданной
удельной избыточной мощности
AV-
Рис 113 Условия получения чистя М п’’Н ми-
нимальной тяге для набора высоты при id-
данной удельной избыточной мощности (реак-
тивные самолеты):
1—бет учета индуктивного сопротивления;
2 — точная кривая
1 — отношение индуктивного со-
противления к весу, 2 — потреб-
ное Л-iVfV, 3 — отношение про-
фильного сопротивления к ве
су; 4 — типичная кривая тяги:
5 — потребная удельная на)руз
ка на тягу
Подставляя М в уравнение (5 55), получаем
2-vV3
2 ¥
V _______ )2/3
а_________ 2 сх0
1/ё/(р£) + у1/3 Лке
1 O/(pS)
(5.60)
G
В большинстве случаев это выражение достаточно точное при Vv, соответ-
ствующих характеристикам самолета на малой высоте при всех работающих дви-
гателях, При определении R/G предполагалось, что dV/dt—O. На практике ско-
рость набора высоты обычно связывается с полетом при постоянной индикатор-
ной или индикаторной земной скорости. Можно показать, что ускорение, необ-
ходимое для полета с постоянной индикаторной скоростью на малой высоте, оп-
ределяется зависимостью
V dV^ V
g dt ~ g
dV dH
dH di
= 0,567 М2 Vy.
(5.61>
Это выражение можно преобразовать в дополнительную тягу двигателей,
необходимую для заданной Vv:
(5.62)
Вместо трудоемких расчетов, для которых необходимы различные данные,
проще использовать статистические зависимости A* G от VyiVG/S на уровне
моря, изображенные на рис. 5.14
Случай Б- полет на большой высоте с малой вертикальной скоростью
для достижения заданного практического потолка. В этом случае роль &N в
174
Рис. 5.14. Взаимосвязь удельной
нагрузки на тягу и максималь-
ной скорости набора высоты:
} — без учета индуктивного со-
противления 2 — реактивные
тренировочные самолеты и ис-
требители 3 — реактивные
транспортные С небольшой сте-
пенью двухконтурности; 4 — ре-
активные транспортные с боль-
шой степенью двухконтурности
уравнении (5 57) пренебрежимо мала и число М для минимальной тяговоору-
женности соответствует М*. На практическом потолке при Уи=0,5 м/с
AW
ао
= 0,00147,
(5.63)
поэтому требуемая тяга
Л=2л °’00123
О ~ Пд V лХе ]/f УnflitpS) ’
(5.64)
где относительная температура Т и окружающее давление р берутся для усло-
вий потолка. Отношение тяги на высоте к статической тяге необходимо для пе-
ресчета его в величину /?Вэл/??взл.
Винтовые самолеты. Для условий nv=l располагаемая мощность равна мощ-
ности, необходимой для набора высоты, плюс мощность на компенсацию сопро-
тивления самолета Считая полет установившимся и принимая &.N=dHJdt=Vv,
преобразуем уравнение (5.48) к следующему виду:
V7T = vy + v- <5-65>
U Gp
При известной Vv для заданной скорости полета коэффициенты сопротив-
ления можно считать известными и уравнение (5.65) пригодно для расчетов.
При нахождении скорости полета, при которой требуемая мощность для на-
бора высоты минимальна для случая параболической поляры, энерговооружен-
ность выражается следующим образом:
У 1 Lz I ( . С?*) 1 /~201
о - Г'+к с™ + ЛА J V ЙГ (О,66)
При заданных высоте и режиме двигателя зависит от Tip и Сг. При
С CV2
параболической форме поляры величина ' +-------- минимальна при Су =
Су лХв
=^1/^36Однако КПД винта обычно повышается с ростом скорости, и на
практике наиболее благоприятная скорость примерно на 20% выше, чем скорость
175
www. vokb-la. spb .ru
минимальной мощности, необходимой для компенсации сопротивления В резуль-
тате имеем
ЛГ 1 fa С1^ г Q |
— (— +2,217----' А» 1/ —/ при М = 1,09
aG тр | а (лХг)3/4 V pS} н
V G/(pS)
I
. (5.67)
Под мощностью двигателей подразумевается максимальная продолжитель-
ная (эквивалентная) мощность ТВД или номинальная мощность ПД для усло-
вий, при которых задается Vv.
При заданном практическом потолке используется уравнение (5.67) при
Vv =0,5 м/с, следовательно,
у
~ = 0,00147,
(л
(5,68)
при этом скорость звука в (5.67) и статическое давление берутся для заданного
значения потолка.
Применение методики расчетов. Характеристики набора высоты оговорены
в следующих разделах Норм летной годности: FAR 23.65 и 67; SFAR 23 допол-
нение 1, гл. 6; FAR 25.65 и 67, 25.117-119-121, BCAR гл D24 Обзор основных
параметров транспортного самолета будет дан в разд. 11.5. В настоящем раз-
деле не рассматриваются все требования. Вместо этого приведены примеры при-
менения полученных формул, подчеркивающие важность характеристик набора
высоты и их влияние на размеры двигателей гражданских самолетов.
Пример 1. Задана скороподъемность на уровне моря для дозвукового тре-
нировочного самолета, равная 23 м/с, соответствующая Vv/a=0,0672. Масса
самолета 3170 кг, площадь крыла S=19,5 м2, Х=5,5, следовательно, &/ръ8=
=0,0156 и лХе=13,8 при е=0,8. Примем Сх =0,019. Тогда, используя рис. 5.13,
находим
М' =
G/(pKS) 1
— V V Лке
1/2
= 0,209 и
Уу а0
2М'~
Отношение М'/М— 0,59, поэтому М=0 35 для минимальной R G. Используя урав-
нение (5.5!>) и (5.62), находим R G = 0,309 для установившегося полета и AR/G=
=0,013 для полета с ускорением при постоянной индикаторной скорости; сум-
марная R/G =0,322. Градиент падения тяги при М—0,35 составит 0,85, отноше-
ние взлетной тяги к взлетному весу должно быть не менее 0,38 Приближенная
зависимость (5.60) для установившегося полета дает R/t7=0,314 по сравнению с
0,309, полученным по более точной формуле.
Пример 2. Задан практический потолок двухдвигателыюго дозвукового пас-
сажирского самолета при одном отказавшем двигателе, равный 4570 м. Кроме
того, самолет имеет следующие параметры: 6 = 34 000 кг; S=79 м2; СХо =0,0 8;
7»
= 0,4 .
Х=8,5 и е=0,85, т. е. л7е=22,7. При отказе двигателя е уменьшается на 8%,
поэтому принимаем лХе=20,9. Hi высоте 4570 м <7/(pS)—0,072 и 7=0,897.
( 0,072
В соответствии с уравнением (5.56) М' — * q~ 7 018 х 20 9
По уравнению (5.55) находим ------— 1/ ——0,0645. Из рис. 5.13 сле-
” 2М' V Gx0
д>ет, что М'М-=0,975 и, следовательно, скорость минимальной потребной тяги
для этой высоты соответствует М = 0,42 Уравнение (5 56) дает R/7J—0,0624. Гра-
диент падения тяги на высоте 4570 м при М =0 42 составит 0 47. Тяговооружен-
ность на уровне моря 7?взл/<7взл — 0,265. Влиянием условий полета при постоян
ной индикаторной скорости можно пренебречь из-за незначительной скороподъ-
емности на практическом потолке.
176
www. vokb-la. spb ,ni
Пример 3. Важным требованием Норм летной годности по гражданским
самолетам является так называемый градиент набора высоты на втором участ-
ке, оговоренный, например, в FAR 25.121 (6). Требование гласит, что при одном
неработающем двигателе, закрылках во взлетном положении, убранных шасси,
взлетном режиме работы остальных двигателей и при отсутствии влияния земли
должен быть получен требуемый минимальный градиент набора высоты при
безопасной скорости взлета V?. Это требование должно выполняться при любых
внешних эксплуатационных условиях и может ограничивать взлетную массу при
взлете в жаркую погоду с высокорасположенного аэродрома.
На дозвуковых транспортных самолетах, оборудованных тремя двигателями,
этот градиент должен быть 2,7%. Внешние условия: уровень моря, температура
+35° С. Рассмотрим самолет со следующими данными: G = 95 000 кг; 5=192 м2;
1/2=1,2; Ус с Сутах = 2,4 при взлете; Х=7,5; в разд. 5.3.5 было показано, что
качество в симметричном полете с выпущенными закрылками при Су =
^max/(W=I,67.
Находим Сх/С? =0,094 для крыла с предкрылками, поэтому 0,1 с
учетом 5% прироста сопротивления при отказе двигателя. Число М при У2 равно
/ С/(,з) =02
I/ — У Су
у 2 ’ zmax
Из уравнения (5.51) находим R/<7=0,027+0,10=0,127 для двух двигателей,
работающих при М = 0,2 и температуре +35° С. При градиенте падения тяги
0,75, учитывающем влияние нестандартной температуры, взлетная тяга (MCA
А\н R./G
^дв 1 ^/^взл
на уровне моря) должна быть не менее
При взлетной массе 95 000 кг каждый
8054 кге тяги.
А?взл/б^ВЗЛ -
0,254.
двигатель должен развивать не менее
Пример 4. Легкие самолеты с массой менее 2720 кг должны удовлетворять
требованиям FAR 23.67. При взлетной мощности на уровне моря, выпущенных
шасси и закрылках необходимо, чтобы Vp^l,5 м/с или 0,0045.
Первое требование переводится непосредственно в уравнение (5.67).
Второе эквивалентно следующему:
А^взл > 1 / Овзл У72 J 0,136 I
«о^взд чр \ / I (crmax)1/2 (jtx^)3/4 J*
В качестве примера рассмотрен легкий самолет со следующими данными:
бп3л = 1500 кг; 5=12 м2; Свзл/(рн5) =0,0121; Сгтах=1’8: лХе=15,3
СХо = 0,055 с выпущенными закрылками и шасси. КПД винта т)Р — 0,65. Замена
5s 0,0045 в уравнении (5.67) дает /УВэл/ао<?взл^0,0305, а уравнение (5.69)
/Увал/аобвзл^О,О4О8. Последнее значение более критическое требование, поэтому
/Увэл должно быть не менее 275 л. с.
Данные для расчетов. При отсутствии лучшей информации для расчета ха-
рактеристик набора высоты могут оказаться полезными следующие данные.
КПД тянущих винтов в носовой части фюзеляжа на уровне моря составляют
Т}р= 0,61 (±0,052) для винтов фиксированного шага, т]р =0,665 (±0,059) для вин-
тов постоянной частоты вращения Тянущие винты постоянной частоты враще-
ния, установленные на крыле, имеют tip —0,73 (±0,058) Эти данные получены
путем применения описанного метода расчета к анализу характеристик большо-
го числа самолетов. В скобках указаны среднеквадратичные ошибки. Все цифры
даны с учетом эффекта спутной струи, сопротивления элементов охлаждения,
отбора мощности и потерь в заборнике.
При оценке влияния отказа двигателя на сопротивление СХо увеличивается
на 4% из-за сопротивления флюгирующих винтов, а коэффициент Освальда е
уменьшается примерно на 10% для двигателей на крыле.
177
Поляра самолета оценивается методом, описаниим_ в раз®ж&:3:окДкн81^яата
влияния выпущенных шасси принимается ДС^ — 0,01а.. .0,020. Следует отме-
тить, что во всех уравнениях для набора высоты небольшие изменения в Сх*
при убранных закрылках не играют существенной роли. Поэтому можно пред-
положить, что сопротивление Су , вызванное установленными двигателями,
возрастает на 8% для самолетов с газотурбинными двигателями и на
12% с поршневыми. Градиенты падения тяги или мощности определяются по
техописаниям изготовителя. Влияние числа М значительно для ТРД, градиен-
ты падения тяги чувствительны, кроме того, к коэффициенту двухконтурности
Кривые /?/рн7?вэл в зависимости от М используются для этой цели. Пример этой
зависимости показан на рнс. 6.3. Располагаемая мощность ТВД заметно увели-
чивается с ростом М из-за повышения скоростного напора, если не введены ка-
кие-либо конструктивные или температурные ограничения на определенной высо-
те В противном случае можно пользоваться следующей приближенной зависи-
мостью для заданного режима и числа М полета:
мощность на высоте п
---------------------------= я,
мощность на уровне моря
где п = 0,7...0,8.
Для ПД с нормальной подачей воздуха при постоянной частоте вращения
мощность полного газа на высоте , ,„п, л 1ЛГ1
~ ' -*~ 111 Ojl 3
мощность полного газа на уровне моря
Двигатели с нагнетателями обеспечивают постоянство мощности до задан-
ной высоты. На больших высотах мощность снижается линейно по о так же, как
в последнем уравнении. Многие двигатели с нагнетателями располагают крей-
серской мощностью, равной 65—75% максимальной до крейсерской высоты.
5.4.4. Скорость сваливания и минимальная скорость
При определении летных характеристик самолета на малых скоростях допусти-
мый диапазон скоростей назначается с запасом по отношению к скорости свали-
вания для обеспечения безопасности, определенной свободы маневрирования для
летчика и предотвращения сваливания из-за вертикальных порывов ветра.
В первом приближении требуемая взлетная дистанция пропорциональна кине-
тической энергии самолета на высоте условного препятствия и, следовательно,
квадрату скорости; поэтому уменьшение скорости сваливания является эффектив-
Рис. 5.15. Изменение скорости самолета при ис-
пытаниях на сваливание:
/ — скорость; 2 — скорость сваливания по пере-
грузке Vc .• 3 — показания акселерометра.
п *’
4 минимальная скорость сваливания 5 —
возникновения бафтинга
ным способом улучшения взлетно-
посадочных характеристик. С дру-
гой стороны, это связано с опре-
деленными потерями из за услож-
нения системы механизации крыла
и необходимости снижения удель
ной нагрузки на крыло.
М угол определения скорости
сваливания показан на дне. 5 15,
на котором изображены кривые
записи скорости и перегрузки при
выполнении сваливания Принци
пиально существует несколько ме-
тодов выхода на режим свалива-
ния' полет ' постоянным продоль-
ным ускорением торможения, по-
лет при постоянном угле траекто-
рии (горизонтальный полет), полет
с постоянной вертикальной пере
грузкой. Нормы FAR прсдусмат
ривают выполнение сваливания
178
nff
www. vokb-la. spb .ru
при постоянном dV/dt. Обычно выполняется несколько полетов с различными
dV/dt, на основании которых скорость сваливания определяется методом иитер
полиции при dVjdi = —0,5 м/с2.
При приближении к сваливанию вертикальная перегрузка некоторое время
остается постоянной, затем резко уменьшается, свидетельствуя об интенсивном
ра 1витчи процесса срыва на крыле. Скорость, соответствующая этому моменту,
называется скоростью сваливания при нормальной перегрузке Пу — '
или скоростью сваливания по перегрузке. После срыва скорость Ус продолжает
уменьшаться, вертикальная скорость снижения нарастает до тех пор, пока лет-
чик нс предпримет соответствующих мер, т. е. не увеличит угол пикирования,
что приведет к появлению положительного dV/dt. Минимальная скорость Vir
измеренная в этот момент, заметно меньше, чем VCn _j- Г AR 25 допускает
использование Ус для назначения различной номенклатуры скоростей при оценке
характеристик самолета, в то время как английские Нормы не допускают, что-
бы скорость сваливания была меньше, чем 94% от ^СПу г
В связи с изложенным следует отметить что определение Сугаах по формуле
G/S
П1ЯХ
(5.70>
2 с
, который получают в аэродинамических
шах
соответствует не «физическому» С
трубах, а практическому значению по результатам полетов, которое на 10 20%
выше. И, наоборот, при расчете скорости сваливания по С} полученному тео-
ша х
ретическими методами или в трубных испытаниях, необходимо увеличивать
Су . например, на 13%. Все величины Су , указанные ранее, скорректирова-
ли! гож
ны таким образом.
Иногда вводятся ограничения по скорости сваливания и соответствующей
удельной нагрузке на крыло:
G 1 г
. (5.71)
S 2 шах
Например, в требованиях BCAR, гл. D2.ll верхний предел для скоростей
сваливания ограничен 112,5 км/ч для группы С и 95,5 км/ч для группы D само-
летов. Эти величины после подстановки в уравнение (5.71) определяют лимити-
рующие нагрузки на крыло для этого класса самолетов. Материаты по этому
вопросу можно наити также в FAR 23.49 (й) для самолетов с взлетной массой
менее 2720 кг.
5.4.5. Взлет
Различают следующие основные требования:
а) к взлетной дистанции со всеми работающими двигателями (нормальный
взлет);
б) к взлетной дистанции при одном неработающем двигателе (продолжен-
ный взлет);
в) к дистанции прерванного взлета.
Для самолетов, сертифицируемых в соответствии с FAR 23, не существует
четких требований в отношении отказа одного двигателя.
Требования к взлетной дистанции при нормальном взлете относятся к са-
молетам с массой 2720 кг и более, при этом под взлетной дистанцией понима-
ется расстояние по горизонтали, необходимое для преодоления высоты условно-
го препятствия, равного 15,3 м, с одновременным достижением скорости 1,3VC.
К отдельному классу самолетов, эксплуатационные требования к которым ого-
ворены в FAR 135, параметры, требуемые FAR 23, не относятся. Нормы, зало-
женные в SFAR 23 и NRPM 68.37, являются промежуточными шагами, наврав
ленными на повышение безопасности эксплуатации небольших пассажирских са-
17»
I
www. vokb-la. spb .ru
молотов и воздушных такси с количеством пассажиров более 10 [5,22]. Нормы
по дистанции прерванного взлета включены в эти требования.
В SFAR 23 указывается, что это — расстояние по горизонтали, необходимое
д. я разгона до скорости Vj — отказа критического двигателя и последующего
торможения до скорости 65 км/ч; в документе NRPM 68.37 расстояние измеряется
до полной остановки самолета.
Эти Нормы не содержат требований к дистанции продолженного взлета
при одном отказавшем двигателе.
Требования к взлетным характеристикам самолетов транспортной категории
довольно сложны и подробно рассматриваются в приложении К Общепринято,
что наиболее критическим явзяется случай продолженного взлета с одним от-
казавшим двигателем. Длина прерванного взлета, т. е. дистанция от старта до
остановки самолета после отказа критического двигателя, называется сбалан-
сированной длиной ВПП, которая считается основным критерием для оценки
взлетных данных транспортного самолета. В настоящем разделе представлен уп-
рощенный метод оценки взлетных дистанций, связанный с выбором тяговоору-
женности (энерговооруженности) и конструкции крыла. При наличии большей
информации он может быть расширен и уточнен; пример такого подхода дан
в приложении К.
Нормальный взлет. Поскольку взлет состоит из разбега и определенного
участка набора высоты, можно написать
^взт — Ар 4* АВОЗг.
(5.72)
Значение Lp вычисляется по формуле
V2
ото
( dv2
J a/g ’
о
(5.73)
где мгновенное значение ускорения имеет вид
a/g =
R
СВЗЛ
— |РИ25
f-(Cx-fCy)-----=---
Ст
(5.74)
В результате получаем
L
^orP/2g
(5.75)
р я/свзл-7
где R— средняя величина тяги при взлете.
Предполагая скорость отрыва равной 1 2VC и коэффициент подъемной силы
при взлете, равный удвоенной величине для минимального (Сх—fCy), можно
написать
R — R npi VOTp, У2-,
Су =
(5.76)
/'= / + 0,72Cr/С„ v.
J j > л0/ Утах
Считая, что полет после отрыва происходит с постоянными Су = CF и
R— X, получаем следующее выражение из Руководства по летным испытаниям
AGARD, т. 1:
__ ^отр А7вЗЛ
' g У? fiH.oTP ’
4-еа.отрУЪ
У отР
(5.77)
(5.78)
180
www. vokb-la. spb ,ni
где 6нотр=(Я—X)/G в момент отрыва и V4— скорость при достижении высо-
ты 9—15 м.
Скорость отрыва связана с заданной V4 следующей зависимостью:
/ 1 1/2
• (5'79)
Из выражений (5 75), (5.76) и (5 79) взлетная дистанция определяется как
£Взл = /21 \2 Овзл/S !(^/бВЗл-//)~1 +^21 1
&вз //взл X //взлРЯ^-F (I 4" ®н.огр 1^2) ®н.отр
max
Величины некоторых параметров, входящих в (5.80), оговорены НЛГ и ука-
заны в табл. 5.2.
Таблица 3 2
Характерные требования к параметрам нормального взлета
Нормы v«/vc йвзл ^взл • м
(S) FAR 23 1,3 1 15,3
FAR 25 1,25—1,3 (необязательное требование! 1.15 10 7
При отсутствии лучшей информации можно пользоваться следующими пред-
посылками и приближенными данными для выражения (5.80).
1. При расчете f' по формуле (5.76) допустимо предположить 0,12СХ /Су
°' max
= 0,01Су , f =0,02 для бетона и /=0,04 ... 0,05 для травяного аэродрома.
р
2. ®H.orp “ - “= —
^нзл
0,3
/х •
3. Средняя тяговооруженность при средней скорости Vorp/V^ с учетом эф-
фекта спутной струи и отбора мощности имеет для реактивных самолетов вид
— 5 4- т
/?вз.1 > (г.81)
4 4- т
а для винтов постоянной частоты вращения
/ =А'Л,О’И1П \1/з
7? = 0,32Wm -------~ . (5.82)
взл f
где ^зл/^вОвинт — удельная нагрузка на сметаемую площадь винта (см.
рис. 6 9).
Для винтов фиксированного шага средняя тяга на 15—20% ниже величины,
получаемой по формуле (5 82)
Из выражения (5.77) следует, что удельная нагрузка на крыло лимитиро-
вана:
Q (Г Ч \ ?gCy (1 4- ^н.отр Г ^)
I ьнз-| П взл 1 __________1 шах______ ____________ „
I ^ВЗЛ ®н.отр J (Ч^с)2 { (/?/<7ВЗЛ /') *4- 1^2)
Продолженный и прерванный взлет. Скорость принятия решения V[ опре-
деляется таким образом, чтобы расстояние, необходимое для остановки само-
лета с одним отказавшим двигателем, было соизмеримо с взлетной дистанцией
181
Рис. 5.16. Этапы при взлете с одним отказавшим двигателем:
Г — отказ двигателя, Уп-1; 2— отрыв колеса передней стойки; Vn ст; 3 — отрыв самолета,
V’OTp; 4 — пролет высоты условного препятствия, Vj
до точки расположения высоты условного препятствия. Ниже рассмотрен упро-
щенный аналитический метод расчета сбалансированной длины ВПП на этапе
предварительного проектирования, заимствованный из работы [5.27].
В отличие от общепринятого разделения взлетной дистанции (участки раз-
гона, отрыва, перехода и набора высоты) дистанция продолженного взлета раз-
деляется на две фазы (рис. 5.16):
фаза 0—1—разгон самолета до скорости отказа двигателя Vn-ь
фаза 1—2—движение самолета после отказа двигателя до момента дости-
жения высоты условного препятствия с безопасной скоростью взлета Vi.
Расстояние, проходимое в течение фазы 0—1, определяется как
К2
’ <5'84>
ЛХо-1
где с® 1 рассчитывается так же как и при всех работающих двигателях
Уравнение кинетической энергии, примененное к фазе 1—2 (рис. 5.16). дает
следующее выражение:
(5.85)
где эквивалентный градиент
набора высоты определяется следующим образом:
2
возд -^зем)^^
ёи=
(5.86)
Расстояние, необходимое
имеет вид
для остановки самолета после отказа двигателя,
»СТ ~~ С)- + Vп~\^
« т
(5.87)
1
^взл^1—2
где Л/ называется эквивалентным инерционным временем, которое зависит в ос-
новном от тяговооруженности в момент Vn-i (см. рис. К.6).
Условием для сбалансированной длины ВПП служит равенство Li-2=£O(!T
и следующее выражение для скорости У, при отказе критического двигателя,
данное в работе [5.27]:
у ( 1 + 2^7/вЗЛ/У| 1 — 1)
-wM.+ms/aJ (5-88)
182
Должно быть выполнено также условие Г1<Гпст. Для npoBejJOT^eFQklg^spb.ni
полненмя требуется более детальный анализ режимов при отрыве носового ко-
леса и переходе к набору высоты (см, приложение К).
В случае 1/1=1/ИСт взлетная дистанция обычно не больше сбалансирован-
ной длины ВПП.
Комбинация из уравнений (5.84) и (5.88) дает следующее выражение:
V2_ (11) / 2^Взл\ ДГвзл
2g (1 + ShU/^octI I (a/g)&-i (a/g)0CT vi I /о
(5.89)
В этом выражении дистанция торможения Д£взл предполагается равной
200 и для А/=4,5 с — средней величины для типовой комбинации удельной на-
грузки на крыло и нагрузки на тя1у (мощность). Это предположение справед-
ливо как для винтовых самолетов, так и для реактивных, *
Уравнение (5.89) для предварительных расчетов может быть упрощено.
1. Па основе нескольких реальных случаев по оценке сопротивления шасси,
влияния близости земли и т. п. в работе [5.27] была установлена справедли-
вость следующего выражения:
Йн=0,06 4- Д02, (5.90)
где Д02— разница между градиентом набора высоты 02 на втором участке и ми-
нимальным 02, указанным в Нормах летной годности.
2. Средняя величина aoci=0,37g. Она найдена ва основании анализа дан-
ных J5 реактивных транспортных самолетов с оптимальным управлением тормо-
жения, с учетом демпфирования подъемной силы и действия тормозной силы
колеса передней опоры. Ускорение торможения на сухих ВПП может достигать
0,45—0,55g. При очень больших значениях ускорений торможения условия ба-
лансировки могут быть не выполнены.
Вводя эти упрощения, получаем
0,863_/ Овзл/, ,, \ [_J____ п у] , А^взл
с3= 1 + 2,ЗД02 \ (Д'Сг, ВЗЛ/1Жшл-/' + ’ J+ /а
(5.91)
где 7/вал = 10,7 м; Д£пзл=200 м; f'=0,01 Су Ц-0,02 при выпущенных закрыл-
max
ках; Су = Су при Г2; нормально Г2=1,2ГС; следовательно, Су =0,694Сг
’ > max»
ft — средняя тяга на разбеге, определяемая по формулам (5.81) и (5.82); Дб2=*
=02—02min; 02 — градиент набора высоты на втором участке, рассчитывается по
формуле (5.51) при отказе одного двигателя с учетом высоты аэродрома (см.
пример 3 в подразд. 5.4.3); 02тш=О,О24, 0,027 или 0,03 соответственно для
3 и 4. Случай Д02=О представляет наибольший интерес при проектиро-
вании, так как соответствующая масса самолета ограничена по градиенту на-
бора высоты на втором участке и Lce максимальна для заданною угла откло-
нения закрылков без учета превышения скорости (см. приложение К). Очевид-
но, когда Д02=0 подставляется в уравнение (5.91), тяговооруженность должна
соответствоваь значению тяги, необходимой для получения 02=02min.
При заданной £Сб уравнение (5.91) можно использовать для нахождения
следующего ограничения по удельной нагрузке на крыло:
взл
S
( 1,159(£с5 — Д£вЧЛ/|Л а) (1 + 2 ,ЗЛ 62)
Г*1 (^/^взл_/')-1+2,7
(5.92)
— Н взл f •
5.4.6. Посадка
Посадка разделяется на две фазы: дистанция от момента прохождения высоты
условного препятствия до касания ВПП и пробег до остановки самолета. Дис-
танция рассчитывается по обычному уравнению кинетической энергии
£1Ю31 = + /71)10С }, (5.93)
” ос £g
183
www. vokb-la. spb ,ni
где Опое — средняя величина (X—R)/G.
Длина пробега определяется как
Апроб —
V2
кас
2а
(5.94)
где a — среднее ускорение торможения с учетом инерционного времени, как и в
случае с дистанцией прерванного взлета. Выражая минимальную скорость сва-
ливания через удельную нагрузку па крыло, плотность и Су * и складывая
уравнения (5.93) и (5.94), находим
АцрС 1
Н ЦОС ^ПОС И
ах
Посадочная дистанция зависит от диапазона изменения посадочной скоро-
сти и техники пилотирования. В первом приближении можно считать, что вы-
равнивание происходит по дуге с постоянным приращением перегрузки
В этом случае можно показать, что приемлемые результаты дает следующее вы-
ражение:
V2 В2
кас J нос
(г. 96)
Подставляя это выражение в (5.95), получаем
АцрС
771ЮС
J—+1,69
fin ос ** ilOCpgCy
max
(5.97)
Скорость захода на посадку считается равной 1,3 Vc в соответствии с Нор-
мами летной годности.
Посадочные характеристики самолета зависят от следующих факторов.
1. Средняя величина тяги минус сопротивление. Для транспортных самоле-
тов начальная величина 0Псс на входной кромке ВПП обычно равна 0,05, что
соответствует углу глиссады 3°. Конечное значение равно CxICy с учетом влия-
ния близости земли, при этом тяга в момент касания равна нулю. Расчет точ-
ной величины Опое затруднен, но в первом приближении среднее значение мож-
но принять порядка 0,1. Высота условного препятствия при посадке принима-
ется /УПос = 15,3 м.
2. Среднее ускорение торможения при посадке а зависит от тех же факто-
ров, которые рассматриваются применительно к оценке аварийной дистанции в
разд. К.4 приложения К. При предварительном проектировании обычно пользу-
ются так называемой условной посадочной дистанцией. Она назначается для
сухой бетонной ВПП; требуемая посадочная дистанция находится путем умно-
жения условной дистанции на коэффициент /пос— 5/3 в соответствии с FAR 91.
На рис. 5.17 построены графики посадочной дистанции для реальных само-
летов, в сравнении с уравнением (5.97) они позволяют оценить средние величины
ускорений торможения.
Для предварительного проектирования достаточно точны следующие данные
по tt/g:
легкие самолеты, простые тормоза — 0,3 ... 0,35;
самолеты с ТВД, без реверса тяги — 0,35 ... 0,45;
реактивные самолеты с гасителями подъемной силы, противоюзовыми уст-
ройствами, воздушными тормозами — 0,4 ... 0,5;
реактивные самолеты с гасителями подъемной силы, противоюзовыми уст-
ройствами, воздушными тормозами с дополнительным тормозным носовым ко-
лесом — 0,5 ... 0,6.
1&4
www. vokb-la. spb .ru
Лимитирующая удельная на-
грузка на крыло при заданной (с
учетом коэффициента [пос) носа*
дочной дистанции может быть оп-
ределена приближенно путем ис-
пользования средних величин 0лос
и Anv, описанных ранее:
max
1,52
+ 1,69
10J X
(5.98)
Для легких самолетов расчет-
ная или измеренная посадочная
дистанция не умножается на ко-
эффициент [пос, т. е. для них
[пос — 1-
В соответствии с уравнением
(5.98) лимитирующая нагрузка на
крыло не зависит от тяги двигате-
лей, если на них нет реверса Ве-
личина Су может быть огра-
так
ничена требованиями по набору
высоты в посадочной конфигура-
ции. Если поляра самолета изве-
стна, эти ограничения
разд. 5.4.2.
$
99CYmttxHnoc
Рис. 5.17. Статистические зависимости для ус-
ловий посадочной дистанции самолетов раз-
личного типа:
1 — реактивные самолеты с гасителями подъ-
емной силы и воздушными тормозами; 2—
турбовинтовые; 3 —- другие типы, 4 — самоле-
ты укороченного взлета; 5—самолеты с тор-
мозом носового колеса
могут быть установлены по аналогии с примером 3 в под
5.5. ОПТИМИЗАЦИЯ ПАРАМЕТРОВ САМОЛЕТА
Из предыдущих глав становится ясно, что заданные характеристики самолета
могут быть получены разными путями при различных комбинациях удельной на-
грузки на крыло, относительного удлинения, удельной нагрузки на тягу. Рас-
пространенным способом поиска необходимых решений являются параметриче-
ские исследования. Параметрические исследования основаны на обобщенных ме-
тодах расчета и дают возможность варьировать параметрами с количественной
оценкой их влияния на конструкцию.
Наиболее важные пара.метры самолета, влияние которых должно быть ис-
следовано, приведены во введении к разд. 5.4.
На этом этапе возможно также варьирование параметрами двигателя (тем-
пературой перед турбиной, степенью сжатия, степенью двухконтурности) для
определения оптимального типа двигателя. В связи с многообразием различных
видов параметрических исследований, зависящих от точности, требуемой для
каждого этапа проектирования, ниже даны упрощенные примеры, иллюстрирую-
щие принципы подхода к этому вопросу. В списке литературы, относящейся к
настоящей главе, имеются более подробные описания.
5.5.1. Цель параметрических исследований
Параметрические исследования могут быть полезными при решении многих кон-
структивных проблем, когда требования к самолету можно выразить в парамет-
рах минимальной массы, стоимости или уровня шума. .Это связано с большим
объемом сложных расчетных работ, так как любые вариации связаны с далеко
идущими последствиями. По этой причине при проектировании необходимы вы-
числительные маиины для расчета сложного современного самолета. Программы
этих расчетов должны разрабатываться при участии опытных конструкторов для
правильной постановки задачи, учета взаимосвязи между различными техниче-
185
сними дисциплинами при проектировании и исключения нереальных результатов.
Проблема выбора оптимальных параметров самолета была актуальна с мо-
мента зарождения авиации, однако материалы по обобщенным методикам ее
решения в литературе очень ограничены и имеют малую ценность из-за неиз-
беж тык упрощений и недостатка материала.
Расчет параметров самолета позволяет с помощью ЭЦВМ:
1) определить комбинации параметров, характеризующих конструкцию, при
которых обеспечивается выполнение заданных эксплуатационных требований;
2) рассчитать величины указанных ранее параметров, характеризующих схе-
му самолета, и найти их оптимальную зависимость от объективного критерия
оценки, например взлетной массы или эксплуатационных расходов;
3) оценить чувствительность конструкции к небольшим вариациям формы,
геометрии, материалов, коэффициентов сопротивления и т. п.;
4) провести анализ профиля полета и летных качеств самолета с оценкой!
влияния отклонений от технических требований;
5) оценить влияние некоторых технологических ограничений на увеличение
массы и стоимости.
Следует иметь в виду, что приемлемость результатов расчетов на ЭЦВМ це-
ликом определяется точностью входных данных и метода проектирования. В этом
отношении эти расчеты не лучше обычных ручных расчетов. Однако уточненные
данные по самолету легче ввести в машинную программу. С другой! стороны, со-
ставление программы и ati ал из выходных данных занимает много времени и
средств.
5.5.2. Основные правила
Варьирование конструктивными параметрами по существу соответствует анализу
нескольких схем самолета. В связи с этим необходимо оговорить основные пра-
вила управления расчетным процессом для каждого варианта. Рассмотрим об-
щую схему процесса расчета, приведенную на рис. 5.18 Входными данными
являются летные параметры и технические ограничения. Конструктивные данные
характеризуются -величиной полезной нагрузки, дальностью и ограничениями
(длиной ВПП, скоростью захода на посадку). В зависимости от характера тре-
бований к заданным летным данным крейсерские характеристики могут рассмат-
риваться как ограничения или как жесткие требования к самолету.
Первый шаг заключается в установлении начальных параметров схемы са-
молета, таких как взлетная масса, нагрузка на крыло, нагрузка на тягу, на ос-
новании полустатистических формул, аналогичных представленным в настоящей
главе. Конфигурация и схема самолета обычно являются результатом чертеж-
ной проработки; при проектировании с использованием ЭЦВМ эта операция пе-
реводится на математический язык, при помощи которого задается внешняя гео-
метрия основных компонентов самолета.
Это трудная часть програмл ы и во многих случаях бывает удобнее форму-
лировать геометрию фюзеляжа вне пределов математического программирования.
Следующим шагом является расчет группы масс, массы пустого самолета,
границы центровки загруженно о самолета, размеров оперения * Это, в свою
очередь, дает возможность рассчитать максимальную дальность при заданной о-
лезной нагрузке и установить, достаточен ли запас топлива. При первой по-
пытке обычно не удается получить удовлетворительные данные, и самолет ока-
зывается не сбалансированным в массовом отношении. В этом случае вводятся
поправки по массе топлива и в летной массе, и расчеты повторяются до полу-
чения приемлемых данных. После этого шага могут быть определены взлетно-
посадочные характеристики в данные по уровням шума и по результатам этого
расчета скорректированы, если это потребуется, размеры крыла. Если двигатель
еще окончательно не выбран, то на этом этапе удоб to вносить необходимые
изменения. Расчеты повторяются до тех пор, пока не будут удовлетворены все
требования. В результате расчетов с использование,*! ЭЦВМ появляются черте-
жи, диаграммы и таблицы данных. Примеры таких программ даны в работах
[5 40, 5 43 и 5 45].
* Этм вопросы подробно рассматриваются в гл. 8.
186
www. vokb-la. spb .ru
Рис. 5.18. Структурная схема машинного метода расчета параметров самолета [Б,.45]
По поводу этих исследований следует заметить:
I) методы расчета массы и аэродинамических характеристик должны быть
не только точными по абсолютным величинам параметров, но и должны точно
учитывать влияние конструктивных изменений. На практике для расчетов тре-
буются более точные данные, чем приведенные в настоящей главе;
2) оценка результатов расчетов по таблицам — трудоемкий процесс, кото-
рый можно упростить при помощи цифро-аналоговых построителей [5.41].
5.5.3. Определение размеров крыла
пассажирского самолета большой дальности
В этом разделе анализируется влияние изменений площади крыла самолета боль-
шой дальности, оборудованного ТРДД с суммарной тягой 80000 кгс в стан-
дартных условиях, па его взлетную массу (см рис. 5.19). Самолет должен иметь
поле иую нагрузку 57 000 кг, дальность 7400 км, М-0 85 на высоте 10 700 м.
Запас топлива должен предусматривать резерв на два часа полета в режиме
ожидания при 95% Ктах плюс 5% запаса от суммарного количества топлива.
Длина ВПП при разбеге составляет 3000 м, при посадке 2000 м Требования
187
www. vokb-la. spb ,ni
Рис. 5.19. Влияние площади крыла на распреде-
ление масс большого пассажирского самолета,
оборудованного четырьмя двигателями с суммар-
ной тягой SO ООО кге на уровне моря (проект)
1 — масса без топлива; 2 —• посадоч! ая масса;
3 — взлетная масса; 4 — Ьпос=2СЮО м;
5 — Суеб=0,6 (лу = 1,3, М=0.85), 6 — ЬЕЗЛ=
=3000 м; 7 — емкость топливных баков; В — ог-
раничение по градиенту набора высоты на вто-
ром участке, 9 — максимальная крейсерская тяга
22,5% от /?иэл; 10 — резерв топлива, рассчитан-
ный на два часа ожидания при 95% Кгаах (Сд =
=0,57) + 5% от потребного количества топлива
на полет; // — крыло 4- изменяемая часть массы
хвостового оперения 0,0625бвал-)-40 кгм! пло-
щади крыла; 12—полезная нагрузка, эксплуата-
ционные устройства, оборудование фюз1ляжа,
шасси, системы; 13 — топливо на полет, М=0,85,
Я=11 000 м, СА=0,008+3,5/5+0,05Су2, сл =
—0,68 в установленном виде
по набору высоты предусматривают достижение градиента набора высоты на
втором участке в соответствии с FAR 25.121 b при 85% стандартной тяги.
Предварительным расчетом установлена взлетная масса 320 000 кг и пло-
щадь крыла 550 №. Распределение массы следующее:
а) в постоянную массу 177 000 кг входят полезная и служебная нагрузка;
массы фюзеляжа, силовой установки, шасси, несъемного оборудования и систем;
б) переменная масса зависит от размеров крыла, оперения и требуемого
запаса топлива.
Суммарная масса конструкции крыла и оперения определяется после не-
скольких приближений по упрощенной формуле, данной на рис. 5 19. Резерв топ-
лива на два часа полета в режиме ожидания устанавливается по формуле
— л л_ Ор (Cx/Cy)min ^Aioc
0,95
(5.99)
и
(Cx/Cy)niin — 2 C^jnke.
(5.100)
Следует отметить, что С^о —функция площади крыла (см. подразд. 5.3.2).
Топливо на крейсерский полет определяется по формуле Бреге
( м/г у
ат/<ЗвЗЛ=1-е (=.101)
Для начальной крейсерской высоты 10 700 м скоростной напор при М=0,85
равен 1300 кге/м2. Влияние режима полета (набор высоты, спуск, полет при
постоянной тяге), потерь в воздухозаборнике, отбора мощности и воздуха от
двигателя учитывается суммарным эквивалентным сл=0,68, который на 10% вы-
1йе си неустановленного двигателя.
Удельная нагрузка на крыло при минимальной тяге в крейсерском полете
по формуле (5.35) равна 525 кгс/см£. Согласно рис. 5.19 эта величина очень
близка к нагрузке на крыло при минимальной взлетной массе. Ограничения по
взлетной массе, соответствующие каждой требуемой характеристике самолета,
188
www. vokb-la. spb .ru
можно найти по формулам предыдущих разделов. Например, условие достижения
М=0,85 при максимальной крейсерской тяге можно преобразовать в ограниче-
ние по взлетной массе, используя уравнение 5 32:
G < ур М2
лХг5
(5.102)
Замена CX(S согласно выражению на рис. 5.19 дает ограничение по массе,
указанное на этом графике. Другие граничные значения по массам определя-
ются так же, как для градиента набора высоты на втором участке и при расчете
длины ВПП.
Крыло должно иметь достаточный объем для размещения топлива. Можно
показать (приложение В, разд. В.З), что максимальный объем крыльевого топ-
ливного бака пропорционален относительной толщине крыта, квадрату площади
крыла и обратно пропорционален размаху При заданных удлинении и форме
профиля коэффициент пропорциональности эквивалентен S3/E. Располагаемый
объем ограничивает запас топлива и, следовательно, взлетную массу. При
c/fe = 10% (средняя величина) это требование соответствует нижнему пределу
по площади крыла. Если с/b возрастает до 12% при том же числе М вследствие
большей стреловидности или более совершенного профиля объем баков не будет
больше лимитирующим фактором. Другим эксплуатационным ограничением тех-
нических требований является обеспечение маневра на крейсерской высоте с
пч=1,3 без возникновения бафтинга* при Сг=0,6 и М=0,85. Это приводит к
максимальным значениям коэффициента подъемной силы 0,462 и удельной на-
грузки на крыло до 600 кге/м2 Как и в предыдущем случае, эти величины мож-
но улучшить путем соответствующей конструкции крыла.
Результирующая диаграмма показывает зону АВС на рис. 5 19 приемлемых
комбинаций S и 6ВЗл В точке А взлетная масса минимальна, и для самолета
большой дальности это почти соответствует условию получения минимальных
ПЭР. Точка В соответствует наиболее благоприятным взлетно-посадочным ха-
рактеристикам, но со снижением комфорта и увеличением расходов. Точка С
соответствует полету на максимальную дальность, если дополнительная масса
превращена в топливо.
Дополнительные факторы, влияющие на окончательный выбор крыла, рас-
сматриваются в разд. 7.2.
5.5.4. Диаграммы удельной нагрузки на крыло
и тяговооруженности
Диаграммы в координатах удельная нагрузка на крыло — тяговооруженность
(энерговооруженность) являются удобным пособием для иллюстрации выбора
силовой установки и размеров крыла. В качестве примера на рис. 5.20 показана
такая диаграмма для проекта самолета коротких линий (185 пассажиров), изо-
браженного на рис. 1.5.
Вместо нагрузки на тягу используется тяговооруженность.
Каждая точка диаграммы фактически соответствует различной конструкции
самолета с различным распределением масс. При постоянной полезной нагрузке
и дальности для каждой комбинации параметров значения массы топлива и взлет-
ной массы различны, и, наоборот, при постоянных взлетной массе и полезной
нагрузке дальность изменяется в зависимости от массы пустого самолета. Исполь-
зуя методику, описанную в подразд. 5 5 2, можно построить линии постоянной
взлетной массы, дальности или постоянных ПЭР. После этого упрощенная диа-
грамма пригодна для выбора размеров крыла и тяги двигателя. Во многих слу-
чаях из допустимой зоны стремятся выбрать комбинацию, соответствующую наи-
большей практически возможной удельной нагрузке на крыло и минимальному
размеру двигателя.
* См. подразд. 7.2 2.
189
www.vokb-la. spb .ru
Рис. 5.20. Диаграмма зависимости удельной на>рузки на крыло от тяговооруженности для
трехдвигательного самолета с максимальной взлетной массой 95 000 кг, приведенного на
рис. II.I:
J—максимальная крейсерская скорость; 2— градиент набора высоты на втором участке;
3—готовый двигатель; 4 — пос а доч яа я дистанция - Сг —2,9. 5 — взлетная дистанция
1 max ’
Об op выведенных ранее уравнений для параметров самолета показывает,
что во всех формулах, кроме СХо> площадь крыла и тяга (мощность) двигателя
объединены с массой*. Исключение представляет выражение (5.13) для коэф-
фициента сопротивления при нулевой подъемной силе. Поэтому данные, приве-
денные па рис. 5 20, пригодны для начального анализа при различных величинах
взлетной массы, за исключением граничных условий, соответствующих требова-
ниям по максимальной скорости полета.
По поводу ограничений на диаграмме необходимо заметить следующее.
1. Требование по максимальной крейсерской скорости (заданы М и крей-
серская высота) ограничивает тяговооружепность до величины, которая оказыва-
ется мало зависящей от G,S. Удельная нагрузка на крыло для минимального
R/G составляет 670 кге/м2, но выигрыш от удельной нагрузки, большей 500 кгс м2,
невелик.
2. Требования по градиенту набора высоты заимствованы из FAR 25.121 и
выражены уравнениями (5.51) и (5.29). В этих случаях предполагается, что ка-
чество самолета с закрылками во взлетном положении (см. рис. 5.9) и градиент
падений тяги по скорости не зависят от нагрузки на крыло, за исключением слу-
чая, когда диапазон изменений G S достаточно велик. Потребная величина R/G
рассчитывается для различных величин Су , т. е. при различных углах от-
max
хлонення закрылков.
3. Граничные значения удельной нагрузки на крыло при взлете для каж-
дого ^У(пах находились по формуле (5 91), исходя из сбалансированной длины
ВПП, равной 1800 м. Пересечения этих линий с кривыми, соответствующими вы-
полнению требований но градиенту набора высоты, определяют граничные зна-
чения нагрузки на крыло и на тя1у при различных критических углах отклонения
закрылков. Расчет параметров нормального взлета по уравнению (5.80) пока-
зывает, что этот случай не является критическим в данном варианте.
4. Лимитирующая величина G/S при посадке определялась по формуле
(5.98), при средней перегрузке торможения 0,38 во время торможения при
пробеге. Требования по градиенту набора высоты для режимов захода на по-
‘ При детальном анализе это нс сове м справедливо, но заключение о том, что од| а
диаграмма может быть исполыована для различных шлетных масс, остается приемлемым.
ISO
www. vokb-la. spb.
Рис. 6.21. Диаграмма зависимо-
сти удельной на!рузки на крыло
от тяговооруженности для очень
большого пассажирского само-
лета (М—0,9; полезная нагрузка
145 тс; дальность 7600 км; четы-
ре двигателя с r?t=X2; крыло
с Л=7):
1 — минимальная масса; 2 —
максимальная взлетная масса;
3— крейсерская высота, м; 4 —
Ьвал, М. MCA -г 20° С; 5 — рас-
четная точка
садку и посадки, хотя и должны выполняться, но не являются критическим»
и поэтому не фигурируют на диаграмме.
Выбор площади крыла и тяги двигателей иа практике зависит не только
от летных характеристик самолета (см. гл. 6 и 7). В случае, изображенном на
рис. 5.20, выбор ютового двигателя обеспечивает R/G=0>31 при начальной ве-
личине взлетной массы 95 000 кг. Приращение массы на 5% до 100000 кг до-
пустимо при постоянной нагрузке па крыло 490 кге/м2 без ограничения на крей-
серскую скорость. Возможность увеличения массы может быть использована в
виде дополнительною топлива или полезной нагрузки при наличии свободных
объемов.
Как указывалось ранее, масса топлива и дальность полета, представленные
на рис. 5.20, для различных проектов самолетов будут изменяться вследствие
колебаний массы пустого самолета. Это затрудняет оценку конструктивных па-
паметров, несмотря на простоту представленных материалов.
На рис. 5.21 приведены результаты более детального метода ра чета для
большого транспортного самолета. В этом примере расчетная полезная нагрузка
и дальность приняты постоянными, а распределение массы рассчитано для каж-
дой комбинации натрузок на крыло и тяговооруженности, что изображено кри-
выми постоянной взлетной массы.
Минимальное значение взлетной массы соответствует нереальной нагрузке на
крыло U25 кге/м2. Выбор расчетной точки на графике основан для простоты
только на двух ограничениях. График показывает, что снижение нагрузки на
крыло до 700 кге/м2 приводит к увеличению взлетной массы всего на 2%, если
выбранная тяга при заданной нагрузке на крыло близка к величине, соответст-
вующей минимальной взлетной массе.
5.5.5. Оптимизация по критерию прямых
эксплуатационных расходов
В рассмотренных ранее примерах главным фактором при предварительном про-
ектировании самолета считалась взлетная масса. Для авиакомпании и частных
владельцев более важным критерием являются экепчуатационные расходы
Эксплуатационные расходы разделяются на прямые (ПЭР), определяемые
непосредственной эксплуатацией самолета, и косвенные (КЭР), куда входят ад-
министративные, рекламные и другие затраты.
Метод оценки ПЭР АГА 1967 учитывает различные факторы и подробно-
рассмотрен в разд. 11.8. Наибольшую трудность при испсльзованин ПЭР в каче-
стве критерия оптимизации представляет оценка начальной стоимости самолета
И влияния на нее изменений различных параметров. Например, при оценке влия-
£ 19»
Рис. 5.22. Результаты парамет-
рических исследований влияния
параметров цикла двигателя на
ПЭР грузового самолета [5.36]:
а — двигатели выбраны из ус
ловий обеспечения максималь-
ной крейсерской тяги, равной
сопротивлению в условиях
MCA + 23d С; б — двигатели вы-
браны из условий обеспечения
взлетной дистанции 2600 м в
условиях MCA + 23° С; в — дви-
гатели выбраны с учетом одно
временного выполнения условий
о и б
ния относительного удлинения на стоимость используются типовые величины
стоимости килограмма массы конструкции пустого самолета без учета того, что
стоимость оборудования и двигателей относительно выше стоимости конст-
рукции.
Вопросы стоимости связаны с каждым из конструктивных решений и, если
бы их можно было точно оценить, обсуждение экономики появилось бы в каж-
дом разделе. Однако это практически невыполнимо, и результаты типового про-
цесса оптимизации ПЭР представлены здесь отдельно.
В разд. 4 4 подчеркивалась важность для характеристик двигателя таких
параметров, как расход топлива, удельная тяга, масса и размеры двигателя, так-
же как и температура на входе турбины, суммарная степень сжатия, степень
двухконтурности. Используя эти данные и метод, рассмотренный в разд. 5.5.2,
как исходный материал, можно исследовать влияние этих параметров силовой
установки па сопротивление и массу самолета. Ряд примеров оптимизации сито-
вой установки приведен в списке литературы. На рис. 5.22 отражены результаты
таких расчетов для реактивного грузового транспортного самолета Рис. 5.22, а
относится к случаю, когда двигатели подобраны для заданной крейсерской ско-
рости, а рис. 5.22, б построен исходя из требований взлетной дистанции Срав-
нение этих рисунков показывает, что при низком коэффициенте двухконтурно-
сти определяющими для размеров двигателей являются требования к длине
взлетной дистанции, а при применении двигателей с высокой степенью двухкон-
турности — условия крейсерского полета Комбинация из данных, соответствую-
щих рис. 5.22, а и б, изображена на рис. 5.22, в, где критические характеристики
представлены для каждого из двух типов двигателей.
Результаты подобного рода анализов зависят от уровня развития техники,
при этом не учитываются также такие прогрессивные направления в дви
строении, как внедрение трехвальных схем и редуцируемых вентиляторов. При
разумном подходе эти графики могут оказаться полезными для конструктора
192
www. vokb-la. spb.ru
4
^вэл глох x ЮПО иг
б>
Рис. 5.23. Требования по уровню шума на местности в соответствии с FAR 36:
« — точки для измерения уровня шума на местности: I — точка при посадке; 2— боковые
точки; 3— точка пролета при взлете; 4— уборка газа; 5—'Двух- н трехдвнгат льные са-
молеты; 6 —- четырехдвигательные самолеты; б — уровни шума на 'местности, треб ввния
« реальные измерения (NASA SP 265; 15 551. Flight November, 1972. Руководства по летной
эксплуатации самолетов F-28, DC-10/30, В 747/200В, А-ЗООВ)
7—1221
193
самолета при выборе рационального типа двигателя. На пра^Тике эеШе
возникнуть вопрос стоимости готовых двигателей и реализации планов поставки
двигателей.
5.5.6. Проблемы шума на местности*
Критерии по уровню шума ГАА, указанные в FAR 36, в обобщенном виде пред-
ставлены на рис. 5 23 Максиматьно допустимые уровни шума обусловлены
при взлете для точки пролета на расстоянии 1,85 км от начала ВПП Существуют
также пределы по уровню шума в боковом направлении от ВПП. Границы по
допустимому уровню шума сравниваются с данными для некоторых реальных
самолетов. Основные методы получения желаемого уровня шума рассмотрены
в разд. 4.4.3: выбор соответствующей конструкции двигателя, применение зву-
коизоляции, выбор соответствующей схемы самолета, его характеристик и мето-
дов взлета и посадки. Вопросы влияния характеристик самолета будут рассмот-
рены с двух точек зрения.
1. Самолеты укороченного взлета и посадки с более крутой траекторией по-
садки могут значительно снижать шум по сравнению с обычными дозвуковыми
транспортными самолетами Однако влияние укороченного взлета на конфигу-
рацию самолета значительно и в общем случае приведет к увеличению ПЭР.
В настоящее время существует тенденция [5.55] к увеличению углов набора
высоты и снижения без значительного сокращения разбега — пробега, т. е рас-
сматривается обычный самолет с уменьшенной до 900—1500 м взлетно-посадоч-
ной дистанцией.
2. Характеристики самолета могут быть оптимизированы таким образом, что
будут обеспечивать минимальный уровень шума при заданных взлетно-посадоч-
ных дистанциях. Как и при оптимизации летных характеристик, переменными в
этом случае могут быть удельная нагрузка на крыло, нагрузка на тягу (мощ-
ность) и относительное удлинение. Увеличение относительного удлинения умень-
шает сопротивление и потребную тягу для заданной подъемной си ты и, следо-
вательно, ведет к уменьшению уровня шума. С другой стороны, увеличение от-
носительного удлинения приведет к росту массы пустого самолета, взлетной и
посадочной масс. В результате возрастет тяга и уровень шума.
Подобные аргументы
Рис 5 24 Влияние удельной нагрузки на крыло и
тяговооруженность на уровни шума [5.43];
/ — требования FAR 36; 2 — взлет с уборкой газа;
3—боковые зоны; 4— заход на посадку
применимы к нагрузке на
крыло. При заданной массе
самолета снижение удель-
ной нагрузки на крыло п и-
ведет к увеличению углов
набора высоты после взлета
и снизит потребную тягу
при посадке. В противопо-
ложность этому эксплуата-
ционные скорости окажутся
ниже и время воздействия
шума возрастет. Увеличение
взлетной массы с ростом
площади крыла также будет
способствовать возрастанию
потребной тяги.
Пример влияния нагруз-
ки на крыло и нагрузки на
тягу на уровни шума пред-
ставлен на рис. 5.24, кото-
рый аналогичен диа!рам-
мам, рассмотренным в разд.
5.5.4. Показано относитель-
ное снижение уровня шума
в ЕР1ЧдБ, по отношению к
• Терминология по этому вопросу дана в работе [5.50].
.194
_ www.vokb-la.spb.ru
требованиям FAR 36 для специальных случаев. Стандартные методы расчета
кривых такого типа даны в работе [5.56]. Обобщая опубликованные материалы
по этому вопросу, можно отметить что при заданной взлетно-посадочной дис-
танции ’ влияние переменных параметров конструкции самолета на
уровень шума, создаваемого самолетом на местности, нельзя назвать зна-
чительным.
В работе [5.51] делаются следующие выводы, относящиеся к дозвуковому
самолету средней дальности,
1. Оптимальная по критериям летных характеристик конструкция самолета
оказывается также оптимальной и по минимальному уровню шума в пределах
I ЕР1ЧдБ с учетом всех трех источников шума.
2. Значительное снижение шума может быть достигнуто путем проектиро-
вания силовой установки таким образом, чтобы реализовать соответствующие
меры по снижению шума.
Безотносительно к массе и стоимости снижение шума этим методом огра-
ничено величиной 10—12 ЕР Ид Б.
www. vokb-la. spb .ru
ГЛАВА 6
Выбор двигателя, винта
и размещение силовой установки
Настоящая глава построена исходя из предпосылки, что суммарная тяга (мощ-
ность) силовой установки самолета известна. В ней обсуждаются различные фак-
торы, определяющие выбор количества и типа двигателей. Представлены мате-
риалы по расчету коэффициентов, диаграмм, описаны методы управления углами
установки винтов. Даны методики определения диаметра, формы и числа ло-
пастей винтов. Уделено внимание вопросам размещения на самолете винтовых
и реактивных двигателей, реверсивных устройств и ВСУ (вспомогательных си-
ловых установок).
Обозначения
AF— фактор эффективности лопасти
TAF— суммарный фактор эффективности винта
а — скорость звука
В — число лопастей винта
b — хорда лопасти
сх — коэффициент сопротивления лопасти
Су.— интегральный коэффициент подъемной силы лопасти
Су — расчетный коэффициент подъемной силы элемента лопасти
Слг — коэффициент МОЩНОСТИ
Си — коэффициент тяги
D—внешний диаметр винта; гондолы; воздухозаборника
F — показатель спутной струи за винтом; площадь
Схп — профильное сопротивление самолетных частей с площадью
в спутной струе винта
h — параметр, учитывающий торможение потока за винтом, вызванное
присутствием фюзеляжа или гондолы двигателя
L — длина гондолы двигате тя
М — число М
Мжови—число М, соответствующее VKoB4
п — обороты винта
Р — вероятность отказа двигателя
Л'в — мощность двигателя на валу (эффективная мощность)
АЧвл —взлетная мощность двигателя
Р—радиус винта, тяга двигателя
Наф — эффективная тяга винта
Не — число Рейнольдса
г — расстояние по радиусу от оси вращения винта
Ро — площадь миделева сечения тела, находящегося в спутной струе
винта
V — скорость полета
— крейсерская скорость
Уковц—скорость конца лопасти
G — масса самолета
G — вес, соответствующий массе G
х — горизонтальная координата передней кромки гондолы двигателе
относительно передней кромки крыта
196
www. vokb-la. spb .ru
у —расстояние по вертикали между линией тяги и хордой
а — угол атаки элемента лопасти
<р; Ф ЧРо,75 —Угол установки лопасти (при 70 и 75% R винта)
е — угол поворота вниз линии тяги двигателя
А .— масштабный коэффициент
т]—КПД
. Т — относительная окружающая температура (отношение температуры
к окружающей температуре на уровне моря, MCA)
Р — эффективный шаговый угол
р •— плотность воздуха
ст—относительная плотность (отношение плотности воздуха к плот-
ности воздуха на уровне моря, MCA)
w — частота вращения винта
6.1. ВВЕДЕНИЕ
Для того чтобы выбрать соответствующий тип двигателя, необходимо прежде
всего знать суммарную тягу (мощность), требуемую для обеспечения заданных
летных характеристик. Как объяснялось в предыдущей главе, тяга (мощность)
двигателя будет в определенной степени зависеть от геометрии и аэродинами-
ческих характеристик крыла, которые к моменту выбора типа двигателя могут
быть окончательно не определены. Если число двигателей установлено, пример-
ная тяга (мощность), развиваемая одним двигателем, будет известна. Большинст-
во конструкторов остановят свой выбор на двигателе, который уже разработан
и испытан, но в некоторых случаях конструкция самолета может базироваться
на проекте двигателя, для которого определенные характеристики могут менять-
ся. Выбор обычно ограничен несколькими типами, а в некоторых случаях под-
ходящим может быть только один двигатель. Конструкторские проработки про-
екта самолета иногда имеют целью исследование возможностей двигателя нового
типа, что предопределяет его выбор *. Когда рассматриваются два или более
типов двигателя, оценка может быть сделана на основе тщательного сравнения
их технических и экономических характеристик. Если это сравнение не дает ос-
нования для выбора, следует провести конструктивную проработку вариантов до
такой степени, чтобы прояснить все основные последствия выбора того или ино-
го двигателя для конструкции самолета.
Для винтового самолета конструкция винта должна соответствовать как ха-
рактеристикам двигателя, так и летным характеристикам самолета. Оптимальный
винт должен в полной степени соответствовать характеристикам двигателя. По
этой причине стандартный винт не используется на самолете с высокими летны-
ми качествами. Геометрия винта также важна с точки зрения обеспечения необ-
ходимых расстояний между винтом и конструкцией самолета или землей. Для
реактивного самолета имеется относительно большая свобода выбора места раз-
мещения двигателей. Хотя окончательная компоновка двигателей зависит от аэро-
динамических исследований, все же при предварительном проектировании необ-
ходимо стремиться к выбору правильной компоновки.
На этом же этапе проектирования следует также учитывать наличие систе-
мы реверса тяги, хотя она обычно не проектируется конструктором самолета, и
вспомогательной силовой установки (ВСУ), которая устанавливается на совре-
менных транспортных самолетах.
6 2. ВЫБОР ЧИСЛА И ТИПА ДВИГАТЕЛЕЙ
6.2.1. Факторы, влияющие на установку двигателя
Несколько общих вопросов ра мещения на самолете двигателей в связи с их чис-
лом упоминалось в разд. 2.3. В настоящем разделе рассматриваются только те
факторы, от которых будет зависеть окончательный выбор числа двигателей.
На рис 6.1 изображены области значений взлетной тяговооруженности совре-
• См. также подразд. 6.2.3. Варьирование размерами ТРД.
197
www’ vokb-la. spb.ni
Рис. 6.1. Зависимость сбалансированной длины ВПП от взлетной тяговооруженности н ко-
личества двигателей
менных гражданских реактивных самолетов. Длина сбалансированной взлетной
дистанции оказалась наиболее подходящим параметром для сравнения. Взлет-
ные характеристики будут также зависеть от нагрузки на крыло, конструкции
закрытков и в меньшей степени от степени двухконтурности. Заштрихованные
области показывают зависимость взлетной дистанции для различных комбинаций
тяговооруженности и числа двигателей. Данные для двухмоторных самолетов от-
носятся, как правило, к самолетам для местных воздушных линий, три или четы-
ре двигателя останавливаются на самолеты средней и большой дальности.
Не следует рассматривать данные рис. 6.1 как обязательное условие при выборе
числа двигателей. Для винтовых самолетов построить простое соотношение по
аналогии с рис. 6.1 достаточно сложно.
Ограниченный выбор соответствующего типа двигателя может иногда ока-
заться решающим фактором, вынуждающим конструктора разрабатывать неоп-
тимачтьный проект самолета. В таком случае целесообразно проработать также
вариант самолета, основанный на гипотетическом двигателе с желаемой тягой.
Сравнение вариантов покажет ту цену, которую заплатит конструктор за «на-
вязанное» решение.
Размещение четырех двигателей на крыле создает меньше всего проблем.
Двигатели в этом случае даже при степени двухконтурности до шести имеют
небольшой диаметр, что не потребует высоких стоек шасси. Имея также опре-
деленную свободу размещения двигателей в поперечном направлении, конструк-
тор достигает удовлетворительного компромиссного решения в отношении массы
конструкции крыла, размеров киля и положения ЦМ. Такая конфигурация по-
зволяет получить низку ю массу пустого самолета.
При использовании трех двигателей всегда возникает проблема установки
центрального двигателя, так как он должен быть размещен в плоскости сим-
метрии (см. подразд 2 3.2 и рис. 2.17). Можно с уверенностью сказать, что при-
ращение массы за счет установки вентрального двигателя всегда буд т больше
по сравнению с двумя другими двигателями
Установка двух двигателей на самолете приведет к увеличению их диамет-
ра и в целях уменьшения длины стоек шасси заслуживает интереса вариант
размещения двигателей в хвостовой части фюзеляжа. Если этот вариант неже-
лателен, тогда для решения вопроса стояночной высоты самолета необходимо
применять схему крыла «высокоплан», что, однако, приведет к увеличению мас-
сы конструкции.
198
www. vokb-la. spb .ru
6.2.2. Отказ двигателя
Вероятность отказа двигателя. Несмотря на высокую надежность современ-
ных двигателей, вероятностью их отказа нельзя пренебрегать. Двигатель может
быть выключен или выйти из строя при самых различных обстоятельствах. Это
приведет не только к значительной потере тяги, но и к появлению моментов по
рысканию, крену, а также к увеличению сопротивления гондолы с остановив-
шимся двигателем и сопротивления из-за несимметричных условий полета.
В НЛГ в связи с этим введен ряд обязательных критериев летной годности,
относящихся к взлетным скоростям, дистанциям, характеристикам набора высоты
и т. п., соответствие которым необходимо доказывать с имитацией отказа дви-
гателя.
Таблица 61
Вероятность отказа двигателя на самолетах с различным количеством двигателей
Количество двигателей на самолете Вероятность отказа двигателей (на час полета)
ОДНОГО двух трех
2 2Р Р2
3 ЗР ЗР2 рз
4 4Р ЬР2 4РЭ
Кроме того, требуется обеспечить безопасный прерванный взлет в случае от-
каза двигателя ла скорости, меньшей скорости принятия решения Vi. Конструк-
ция самолета должна обеспечить приемлемый уровень безопасности даже при
50%-ной потере суммарной тяги после отказа одною из двух двигателей Если
принять вероятность отказа на час полета за Р, тогда вероятность безотказной
работы составит 1-—Р Так как величина Р крайне мала по сравнению с 1 (ее
порядок от 0,5ХЮ-3 ДО Ю“4), то для самолетов с двумя, тремя и четырьмя
двигателями можно составить приближенную табл. 6.1. Из таблицы видно, что
для заданного периода времени для четырехдвигательного самолета вероятность
отказа одного двигателя в два раза, а двух двигателей в шесть раз больше,
чем для самолета с двумя двигателями. Хотя отказ двигателя не приводит к
катастрофическим последствиям, отказ обоих двшателей для двухдвигательной
схемы самолета создаст критическую ситуацию. Однако надежность современных
двигателей такова, что величиной Р2 для короткого участка полета, например
взлета, можно пренебречь и уровень безопасности современного пассажирского
самолета, не предназначенного для длительных полетов над морем, считается
достаточным. С другой стороны, величина 6Р2 не пренебрежимо мала, в связи
с чем для четырехдвигательного самолета существуют определенные требования,
оговаривающие условия полета с двумя отказавшими двигателями на крейсерском
режиме. Самолет с тремя двигателями представляет промежуточный случай При
отказе двух двигателей во время трансатлантического полета такой самолет, как
DC-10 например, должен обеспечивать продолжение полета с одним двигателем
после снижения и аварийного слива части топлива. Отказ двух двигателей из
трех или четырех во время взлета считается крайне маловероятным и не рас-
сматривается, если отказ одного двигателя не влияет на остальные.
Отказ двигателя при взлете или сразу после него. В этих обстоятельствах
транспортный самолет должен иметь резерв тяги, достаточный для безопасного
продолжения взлета и по этой причине должен быть оборудован, по крайней
мере, двумя двигателями.
Требования для небольших самолетов (FAR 23) менее жесткие. Хотя само-
лет должен оставаться управляемым в случае отказа двигателя, требования к
его характеристикам во время взлета не предъявляются. Безопасность обеспечи-
вается предусмотренным запасом по скорости взлета. Существуют также требо-
вания по режиму набора высоты, но самолет, имеющий скорость сваливания не
более 113 км/ч и определенные запасы по летным характеристикам, не обяза-
тельно должен удовлетворять им (см. FAR 23.67 и подразд. 5.4.3).
199
www. vokb-la. spb .ru
Рис 6 2. Зависимость прямых эксплуатационных расходов (ПЭР) от числа двигателей
(SAE Paper, No 710423).
I—10 000 км крейсерский режим дальности 2— 3500 км, 3 — 5300 км, 4— исходный ва-
риант 5 — 457э м, 6 — 3600 м
Отказ двигателя в крейсерском полете. Этот случай может привести к сни-
жению высоты полета в зависимости от располагаемой тяги У трех и четырех-
двнгательного самолета практический потолок после отказа двигателя будет до-
статочным, поэтому проблемы полета по маршруту с горным рельефом не воз-
никает Однако это не всегда справедливо для двухдвигательного самолета, и
предполагаемый маршрут полета будет главным фактором определяющим, до-
статочен ли потолок самолета, равный, например, 3600 м в этом случае
Во время разработки самолетов Локхид L 1011 и Дуглас DC 10 «Трайджет»
этот фактор оказал немаловажное влияние на окончательный выбор трехдвн
гательных схем
Рис 6 2 отражает влияние требуемого потолка при отказе двигателя на
прямые эксплуатационные расходы Для потолка, равного 4575 м, при тяге дви-
гателей, соответствующей этому условию, разница в прямых эксплуатационных
расходах для всех вариантов незначительна Однако при ограничении потолка
величиной 3660 м выбор двигателей будет производиться по другим критериям,
их начальная стоимость и амортизационные расходы сократятся Маловероятно,
чтобы дву хдвпгательные самолеты эксплуатировались на маршрутах с длитель-
ностью полета более часа до ближнего аэропорта из любой точки маршрута
Это означает что двххдвигательные самолеты не могут предназнача1 ься для
длительных полетов над морем
Летные характеристики после отказа двигателя. В случае отказа двигателя,
расположенного на крыле, площадь киля и руля поворота должны быть до-
статочны для компенсации возникающего момента рыскания Этот вопрос под-
робно рассмотрен в гл 9
6.2.3. Изменение массы и характеристик двигателя
Прирост тяги (мощности). Для транспортного самолета характерно увеличение
сю воз юи костей как в процессе проектирования и постройки, так и в экс-
плуатации Увеличение ра м;ров самолета часто становится возможным благо-
даря повышению тя! и и ли мощности двигателя в процессе его развития Напри-
мер ТВД Турбомека <А:тазо> iiaian свое существование в 1963 г с эквивалент-
ной мощностью на валу 562 л с, а его последняя модификация «Астазо ХХ>
имеет мощность на взлете 1442 л с и несколько уменьшенный удельный расход
топлива Некоторые аспекты повышения характеристик П 1 отражены в под-
разд 42 2 Улучшение характери тик iазотурбинных двигателей достигается пу-
тем повыше! ия температуры перед турбиной, КПД теплового цикла, увеличения
200
диаметра воздухозаборника и иногда б шгодаря росту суммарной стедгаж! vnbbtte.spb.ru
шения давления Ни одно из sthv направзении не ведет к значитетьному приро-
ст массы, скорее они приводят к снижению удельной массы двигателя Для
винтовых самолетов рекомендуется учитывать возможное у ту чтение характе-
ристик двшателя и предусматривать использование этого факта путем выбора
соответствующей конструкции винта и его расположения на самолете
Варьирование размерами ТРД Создание двигателя обычно длительный про-
цесс и, несмотря на это, конструктор самолета может рассматривать возможность
применения двигателей, которые находятся в стадии проектирования, когда раз-
меры двигателя еще окончательно не определены С целью подбора тяги, не-
обходимой для конкретного проекта самолета, геометрию двигателя можно из-
менять масштабно в ту или иную сторону без изменения основных термодина-
миче кич характеристик, таких как температура на входе в турбину и суммар-
ная степень повышения давления Это и есть метод «варьирования» размерами
двигателя без изменения принципа работы
С увеличением размеров компонентов двигателя эффективность отдельных
циклов повысится из за увеличения числа Рейнольдса Варьирование тягой (мощ-
ностью) двигателя в пределах 10—20% практически че скажется на удельном
расходе топлива и его изменение часто не учитывается Прирост массы с уве-
личением размеров двигателя определить труднее Если бы известная квадратно-
кубическая зависимость распространялась на ТРД, можно было бы определить,
что при увеличении диаметра двигателя на коэффиицент k параметры воздуш-
ного потока и тяга у вели шлись бы пропорциона льно k2, а масса двигателя —•
пропорционально Л3 Как следствие этого масса двигателя быта бы пропорцио-
нальна 5, а удельная масса — /?05 Однако детальная разбивка массы двига-
теля по компонентам показывает, что квадратно кубическая зависимость на прак-
тике дает завышенные данные [6 4 и 6 5] Более правильная зависимость име-
ет вид
масса двигателя = (тяга) ", (6.1)
где п меняется в пределах от 1,07 до 1,14
Пример на рис 6 3, а показывает также необходимость учета изменения час-
тоты вращения двигателя Рассуждая чисто теоретически с позиции квадратно-
кубической зависимости или выражения (6 1), можно заключить, что с точки
зрения получения минимальной массы двигателя выгоднее суммарную требуемую
тягу получать с бо гьшиуг чистом небольших двигателей, чем с меньшим числом
увеличенных по размеру двигателей, однако прирост установочной массы на
практике может свести на нет это преимущество первой схемы Более того, если
сравнить реальные двигатели с различными уровнями тяги (табт 6 2), то нель-
зя отметить явно выраженной связи удельной массы с размерами двигателя
Справедливо заключить, что на практике при выборе числа двигателей нельзя
основываться на упрощенных теоретических рассуждениях
Нет достоверных данных, показывающих, что стоимость килограмма тяги 1
значительно зависит от числа двигателей Хотя для заданного числа строящихся
двигателей стоимость килограмма тяги будет уменьшаться с увеличением раз-
меров двигателя, этот эффект компенсируется rexi фактом, что мен ыш х по ра*
меру двигателей, очевидно, будет выпускаться больше, что снизьт затраты и на
разработку и на производство
6,2.4. Выбор типа двигателя
Пос-е предварительных расчетов параметров и выбора числа двигателей тягу
(мощность) одного двигателя можно считать известной Выбор двигателя для
заданных значений тяги, расхода топлива, уровня шума и т п всегда очень ог-
раничен Таб шца 6 2 дает представление о наиболее важных параметрах неко-
торых типов двигателей
Двигатели, как и самолет, подвергаются тщательным сертификационным ис-
пытаниям, см например, циркуляр ICXO 51 AN/4612
Двигатели для военных и гра/кдапских самолетов испытываются и серти
фицируются по различным документам, и это должен учитывать конструктор
Для обеспечения успешной разработки проекта самолета желательно исполь>с
201
Скема двигателя Камера сгорания Дата выпуска и примечание й
Число ступеней
ело 1ОВ }ТИ гор Компрессор Турбина
Охлаждение турбины
I ос. н. д , 1 ц. в д. Кольцевая Нет Ь ольцевая Воздухом Кольцевая противо точная. Нет 8 труб 1атых Нет Кольцевая Нет Кольцевая Нет Кольцевая Нет 19(0 (969 * И = 6000 м, V = “ 600 км/ч с короб- кой агрегатов 1967 1958 1966 1965 1969 С коробкой агрега- тов
1 2 ос. н. д , 1 ц. в. д
} 3 1 Ц в. J
I в., 2 н. 4 ос. н. д„ 4 ос в д.
г г 2 3 ос. н д„ 8 ос. в д
1 в , 2 и. 7
1 4 ос. н д„ 1 ц в д
1 в., 3 н
Продолжение табл 6.2
Схема двигателя Камера сгорания Дата вы пл ска и примечание
Число ступеней
ело 103 гтп- гор Компрессор
Охлаждение турбины
Турбина
1 8 ос. Нет данных Нет I ольцевая Воздухом Кольцевая Нет Трубчатая Воздухом Кольцевая Возду\ом 10 трубчатых Воздухом 8 трубчатых Нет 12 трубчатых Нет 1962 Вентилятор в хво- сте 1970 С коробкой агрега- тов 1968 • Н = 6100 м, М = = 0,65 1965 * И = 7620 м; М - = 0,7 1967 ‘ II = 7620 м; М = -- 0,7 1960 * И = 7620 м; М - = 0,7 1957 * С соплом 960 • И = 0000 м, М = = 0,82
1 > J 2 7 ос и. д , 1 Ц в д 2 в., 2 п 5 ос н д , 7 ос в д 1 в., 3 н. 4 ос н д. 12 ос в д 2 в., 2 н 4 ос ср д . 5 ос в д 1 в , 1 ср , 1 и 5 ос н д . 12 ос в д.
2 в.. 2 н. 16
8 3 ос н д . 8 ос в д
1 В., 2 н.
иг qds Bj-qqoA A'LMM
202 203
Таблица 62
Основные параметры реактивных двигателей
Фирма и тип двигателя Распо- лагае- мая тяга, кгс Удель- ный рас- ход, кг/ч кгс крей- сер- ский режим Рас- ход возду ха, Н - 0, MCA взлет, кг/с Сте пень повы шения давле НИЯ Темпе- ратура на входе турби- ны, к Длина, м Чи ва. Вс ЛЯ'
Взлет Н = 0. MCA
Общая Диа метр воз- ду хо забор- ники, см Масса сухого двига теля, кг
Крей- сер- ский режим Н = = 11 км М=0,8 Сте- пень двух кон- тур- ности, Н = 0, MCA
Вентн лятор
Турбомека «Арбн- зон» III Турбомека «Аста фан» II Пратт-Уитни (Ка- нада) JT I5D-I Пратт-Уитни JT-I2A-6 Ивченко АИ-25 Роллс-Ройс «Вай- нер» 20-F20 Г арриет-Эресерч TFE-73I-1 400 1,14 6 31 35,4 22 42 20 51,3 5,5 — 1,51
133 710 0 0.63 * 9 } 1 115 1,90
230 1000 6,5 0,88 1,32 10,2 56 1235 195 1,51
233 1360 3,2 1,05 1,58 6,5 55,3 229 1,60
363 1500 0 0,84 9 45,7 203 1,99 а
443 * 1545 2 1,26 1,7 5.6 56 1135 240 2,16
667 1584 0 0,83 19 47 1285 270 1,26
408 2,7 — 71,6 272
Фирма и тип двигателя Распо лагае- Мая тяга, кгс Удель нып рас- ход. г/ч кгс крей- сер- ский режим Рас- ход возду- ха, Н = 0, MCA взлет, кг/с Сте- пень повы ШОНИЯ давле* н ИЯ Темпе- ратура на входе Т'> рб1 ны, К Длина, м
Взлет Я - 0 MCA Чи BaJ Во ля
Общая Диа- метр воз- духо- забор- ннка, см Масса CVXOI о двига- теля, кг
Крей сер ский режим Н = = 11 км М=0.8 Сте- пень двух кон тур- ности, И = 0, MCA
Венти- лятор
Дженерал Электрик CF-7002B 1950 0 91 38 6.8 — 1.91
428 1,9 — 91,3 334
Авко-Лайкоминг 2800 0,78 108 10,3 1285 1.62
502D 609 6,1 1,39 102 4 52G
Ролле Ройс 3520 0.75 * 104 18 1330 2 96
М 45Н 01 1245 * 2.8 — 90,9 67.1
Роллс-Ройс «Спей» 4470 0,79 * 91 16 990 2.79 г
Мк 55а-15 1680 * I — 82,4 990
Ролле Ройс «Трен г» 4530 0,72* 136 16 — 2,09
RB203 08 1313* 3 98 3 805
Роллс-Ройс «Спей» 5170 0 79 f 92 19 1350 2.91
Мк 511 -5 1975* 0 64 — 82,4 1050
Ролле Ройс «Эйвон» Мк 524В 4760 — 83 8.7 НОТ 3,2 ‘
— 0 -—* 99.1 1515
Соловьев Д 20П 5400 0.78 * ИЗ 14 — 3 30
1100 1 2,6 93 1470
иг qds Bj-qqoA AVMM
SOS I ws
Продолжение табл. 6.2
Фирма И тип двигателя Распо- лагае- мая тяга, KIC Удель- ный рас- ход. кг/ч кге крей- сер- ский режим Рас- ход возду- ха, И =• 0. MCA взлет, кг/с Сге пень повы- шения давле ння Темпе ратура на входе ту рби ны. К Длина, м Схема двщлеля Камера сгорания Дата выпуска и примечание
Число ступеней
Взлет И - 0, MCA Число валов Компрессор
Общая Диа- метр воз- духе забор- ника, см Масса сухого двига- теля, кг Охлаждение tj рбины
Крей сер- ский режим Н — “11 км М=0,8 Сте- пень двух- кон- тур- ности, Н - 0. MCA
Венти лятор
Венти- лятор Турбина
Пратт-Уитни JT ЗС-7 5400 0,9 91 13 4,25 * 2 9 ос. н. д., 7 ос. в. д 8 трубчатых 1957 • Общая
1540 0 —- 98,8 1585 — 1 в , 2 н. Нет
Пратт Уитни JT-8D-7 0350 0,81 141 15,8 — 3.75 2 4 ос н д , 7 ос в д 9 трубчатых Воздухом 1961
1540 1.1 — 103 1431 2 1 в., 3 н.
Дженерал-Электрик CJ-805 21 6800 0,76 183 12 • — 3.66 2 17 10 трубчатых 11ет I960 * Исключая хвосто- вой вентилятор
1300 1.5 1.6 81,3 1680 — 3
Соловьев Д-ЗОП 6800 0,77 125 18,6 1300 3,93 2 4 ос. н. д , 10 ос. в д 12 трубчатых Нет 1965 * М - 0,75
1300 * 1 —1 98,5 1520 — 2 в , 2 н
Ролле Ройс «Кону 7940 0.89 127 15,1 1313 3.34 2 7 ос. н, д , 9 ос в. Д 10 трубчатых Воздухом 1957 -Мк 509
эй» RCoJ2 2075 0,3 1 95,5 2060 — 1 в., 2 н
Пратт-Уитни JT-4A 11 7940 0 92 115 12 — 3 66 2 8 ос н. д , 7 ос в д 8 трубчатых 1956
2130 0 — 103,5 2310 — 1 в , 2 и Нет
Пратт-Уитни JT-3D-3 8170 —. 204 13 — 3.7! 2 6 ос н д , 7 ос в д. 8 трубчатых 1958
1.4 — 135 1890 2 1 в. и 3 н. Нет
Продолжение табл. 6 5
Фирма и тип двигателя yLWj Распо- лагае- мая тяга, кге Удель- ный рас- ход, кг/ч кге крей- сер- ский режим Рас- ход возду ха. Н = 0, MCA взлет, кг/с Сте- пень повы- шения давле- ния Темпе ратура на входе турби- ны, к Длина м ... . Схема двигателя Камера сгорания Дата выпуска и примечание
Число ступеней
Взлет Н = 0, MCA Число валов Компрессор
Общая Диа- метр воа- духо- забор- ника, см Масса сухого двига теля, кг Охлаждение турбины
Крей- сер- ский режим И = — 11 км М-0,8 Сте- пень двух- коя- тур- ности, Н = 0, MCA
Венти- лятор
Венти- лятор
Турбина
Пратт-Уитни 9520 16 2 6 ос. п Д., 7 ос. в д + 8 трубчатых Нет —
JT-3D 5А — — — 135 2073 —• 1 в , 3 н.
Роллс-Ройс «Кону эй» RCO42-3 9900 0,82 165 15,1 . 3,50 2 7 ос. н. Д , 9 ос. в д 10 трубчатых Воздухом I960
2420 0,6 — 114,2 2310 4 1 в„ 2 н.
SNECMA М 56-20 10000 0.67 323 18 1480 2,90 2 6 ОС Н. Д., 6 ос. в д. Кольцевая Воздухом Проект Окружная скорость вентилятора 400 м/с
2320 4,0 1,55 157,5 1940 1 1 В., 4 Н.
SNECMA М-56-40 10000 0,64 334 25 1520 3,36 3_ 6 ос. ср д , 8 ос. в. д Кольцевая Воздухом Проект Окружная скорость вентилятора 310 м/с
2205 4.8 1,55 162,8 2120 1 2 в , 1 ср., 4 п.
Кузнецов НК-8 4 10500 0,78 232 23,2 1145 5,10 2 9 ос. я. д , 6 ос. в Д. Нет данных
2750 1 2,15 144,2 2200 2 1 в., 2 я. Воздухом
nr qds вт-длоллкмм
Схема двигателя Камера сгорания Дата выпуска и примечание
Число ступеней
Компрессор
Охлаждение ту рбины
Турбина
' ОС И Д , II <)1 в п 12 трубчатых Вег Кольцевая Обтеканием КолЦ^вая Воздухом Кольцевая Воздухом 1968 * 1485 К в жаркую погоду 1968 * 1595 К в жаркую погоду 1966
2 в, 4 п 7 ос ср д., 6 ос в, д
1 в , 1 ср , 3 н. 1 ос в д , 16 ос в д.
2 в , 5 н 3 ос п д , II ос в л
2 в , 1 н.
j [ он и я; ц в. д ступень центробежною компрессора высокого давле-
ь турбины высокого давления, и — ступень турбицы низкою давде-
цзкою давление
Продолжение табл. & $
Схема двигателя Камера сгорания Дата выпуска и примечание
Число ступеней
Компрессор
Турбина
1 Ц Кольцевая I960
1
6 ОС. Н. Д , 1 Ц- В д. Кольцевая 1959 Ту] бовальный
2 в. — 2 н. с.
2 ос. н д„ 1 ц. в. д Кольцевая 1964 Турбовальный
3
1 ос. Н. Д., 1 Ц- В. Д- Кольцевая 1960 * Включая винт
3
3 ос. Н. Д., 1 Ц. в д. Кольцевая 1963 Турбовальный
1 в , 1 н. с.
1 ОС Н Д., 1 ц. В. д. Кольцевая 1963 Турбовальный
1 в., 1 н. с
1 ОС. Н. Д., 1 Ц. в. д. Кольцевая 1959
4
ю
а> Фирма и тип двигателя Распо- лагае- мая тяга, кге Удель- ный рас- ход, кг/ч кге крей- сер- ский режим Рас ход возду- ха, Н ~ 0, MCA взлет, кг/с Сте- пень повы- шения давле- ния Темпе ратура на входе турби- ны, к Длина, м
Взлет II = 0, MCA
Число г 1ЛОВ
Общая Л и а ЛК 1 р во - духо Hllhd, см Масса сухого ДВИГа- ГС ля, 1\Г
Крей- сер- ски и режим Н = 11 км М 0 8 Сте- пень ДВУХ кон- тур НОСТ!1, Н = 0, MCA
Вини лятор
Bliith- ч я тор
Соловьев Д 30 К Роллс-Ройс RB211 22 Дженсрал Электрик CF-G bci Пратт S итни JT 9D-15 II500 0 (•’’ 2’2 Ь02 655 687 ’0 11.1 2
2750 10050 2,1 0 (И ч 115 ь 1420 * ‘ 1 „1 .5 03 3
4020 19500 4,8 0.61 1 5 2 7,2 1 70 52'.7 4.50 ] 2
20500 5,6 0.62 22 219 11 т5 _ 247 >Л0 1 2
4150 4,4 — 3970 1
Примечание ос и д — ступень осевого компрессора низкого да!
ния, ос. ср. д, — ступень осевого компрессора среднего давления, в - ступен
ния, ср. — ступень турбины среднего давления, н. с, — свободная турбина н
Основные параметры ТЙД
Мощ- ность л. с,. Цикл двигателя Винт Разме- ры, м
MCA се Сум Пере
Взлет Н = 0 крей- сер- ский режим кг/км я мирная сте- пень ежа- Макси маль даточ ное число Длина Масса сухого двига-
Фирма и тип двигателя тмя теля, кг
Крей- сер- ский ная часто та Ча
режим И - = 6 км V = =. 450 км/ч Рас- ход возду ха, кг/с Гг, к враще ния, об/мин стота враще ния, об/мин Шири- на Число валов
Ровер, ТР 90 модель 110 0 609 2.8 47000 0,054 0,9 91
49 0,85 — 2538А 0,52 1
Эллисон, модель 250 0,295 6 48950 ’—' 0,95 62_
250 (Т 63) 149 1,35 1170 0,4 2
Турбомека дон» III «Оре- 350 0,242 7,5 59100 0,1024 1,09 82
190 1.35 — — 0,37 1
Турбомека зу» II « Аста - 555 0.361 5.7 43500 0,0558 1,9 * 122
307 2,5 —. 2425С 0,46 1
Пратт Уитни РТ6А 6 578 0,279 5,7 33000 0,0663 1,53 122
332 2,25 — 2200С 0,48 2
Турбомека «Аста 600 0 251 7,5 43000 0,0415 1,43 160
зу» XIVA 321 2.5 — 1783С 0,68 1
Турбомека стан» IV «Ба 935 0,251 5,8 33500 —’ 1 55 222
552 4,5 1143 — 0,75 1
to <э м
Л ' If ЛЛлП AWali it а ^ггЛ л
С» Фирма и тип двигателя Мощ ность л с , MCA Цикл двигателя Ввит Рааме ры, м Схема двигателя Камера । гораняя Дата выпуска и примечание
се крей сер ский режим кг/км ч Сум мерная сте пен ь ежа тия Макси ма тъ П |Я части та враще НИЯ об/мин Пере датой ное число Масса сухого двига теля кг Число ступеней
Взлет Н = 0
Длина
Крей сер ский режим Н = = 6 км V = = 4>0 км ч
Ча стота i'P ице ния об/мин Компрессор
Рас- ход возду ха Kl/c ГГ.К Шири lid
Min то В 1ЛОВ Турбина
АвКО ЛаИКОМИНГ Т S3 L 7 Эресерч ТРЕ 311 20 Дженсрал Электрик Авко Лайкомннг Т 5311X Авко Лайкоминг Т 531 В Ролле Ройс «Дарт» Мк 511 "Е Авко Пайкомииг Т 5321А НоО 0 261 * 6 0 2'240 11730 ' 300 25240 11 00 21 00 _1 49 215 5 ос и д 1 ц в д Кольцевая Кольцов1я Кольцевая Кольцевая Кол л|евая 7 трубчатых Кол1 Целая 1959 С ВО1ДУШНЫМ ох лаждением 1963 Винт изменяемою шага 1967 Реверс 1967 Реверс 1967 Реверс 19 >3 1969 Воздушное охлаж Дение Реверс х
730 * 600 50 0 255 7 Я’ Г 00 1 04 ’9 0 _1 18 2 121 2 в , 2 в с 2 ц
355 1250 25 0 247 1 -40 8 10 ооос 0 > 1 19 1 1 10 3 10 ос
780 1400 5 62 0 240 1150 7 40 ооос 041 J 13 2 >’ 2 в , 1 н с г ос и д 1 ц в д
800 1400 5,50 0 240 1210 1680С 0 58 1 48 2 312 2 в , 2 н с 5 ос н д , 1 ц в д
800 1740 5 50 0 308 1210 5 30 16"0С 0 046 0 58 2 43 2 4‘Ц
2 в 2нс 1 Н » Д 1 ц в д
930 1800 9 30 0 229 ИЗО 0 56 1 80b
2 5 ос нт 1 ц в д
920 ) 80 1325 с 2
2 в 2нс
60S
Продолжение табл б 2
Мот ность Цикл двигателя Винт Ра эме ры м Схема двигателя
л с , MCA се Сум Пере даточ ное число Число ступеней
Взлет Н = 0 крей сер ский маркая сте пень Длина Масса СУХОГО
режим ежа Макси теля К iMipi Дата выпуска
Фирма кг'кмч тия маль ная часто сгорания и примечание
и тич двигателя Крей сер ский Компрессор
Рас ход возду ха кг/с вратс Ча
режим Н = = 6 км V = - 450 км/ч гг,к ния об/мин стота враще ния об/мин Шири на Число взлов Турбина
Ролле Ройс «Дарт» Мк 528 2105 0 266 5 75 15000 0 0929 2 т 5ЬО_ 1 ц в д 1 ц в д 7 трубчатых 1956
1 70 107 1160 — 0 96 1 3
Дженерал Элсстрик Т 64 GE 6 * 0 2 12 6 13Ь10 2 8 190 14 ос Кольцевая 1959 * И = 9000 м
1350 111 1200 — 0 ~4 2 2 в , 2 н с V = 550 км/ч
Нейпир «Иланд» N El 1 • 0 229 7 0 12500 0 0714 3 10 7I5 10 ос 6 трубчатых 1952 * И = 9000 м
1230 14 10 893 А 0 92 1 3 V = 550 км/ч
Ролле Ройс «Дарт» Мк 542 10 * ЧП7К 6 35 15000 0 077. 2 53 0>5 1 ц н д 1 Ц в I 7 трубчатых 1960 * П 9000 м
12,25 1225 — 096 1 3 К = 550 км/ч
Элтнсон 501 Dll' 0213 9 25 13820 —, 3 69 -97 1 4 ос 6 трубчатых 1954 * И 9000 м
1150 14 75 1219 А 0 09 1 4 V = 550 км/I
Дата выпуска и примечание 1953 * Н = 9000 м V = 550 км/ч 5 с е S Кй ел — » ЖЛ V = 550 к M/ч 1959 ♦ Н - 9000 м V = 550 км/ч 1962 Воздушное охлаж- дение * Н , 9000 м V = 550 км/ч
Камера сгорания 6 трубчатых 8 трубчатых 10 трубчатых 1 10 трубчатых
Схема двигателя Числа ступеней Компрессор Турбина 14 ос. ’Г 12 ос. и. д , 1 Ц. в. д 2 в., 2 и. 6 ос, и, д., 9 ос в. д я ео я 1 I 6 ОС, Н. Д 1 в„ 3 н.
Масса сухого двига теля, кг Число валов 838 1315 1000 еч 1085 сч
Разме ры, м 3 S п Шири на 3.71 69'0 3,13 01'1 сч 1,03 f I 2.76 0Г1
ШТ Пере датой- | ное число Г стота враще- ния, об/мин 1 1021С 0.0863 ' 3 ' § 976А а с о 976А
а Макси маль пая часто- та 1> Ci П ния, об/мин 1 1 OGESI | 15250
W * £ £ s 2 Сум мариая 11 н U пень . ежа- тия к 9,25 1249 1150 13,5 § 1 13,5 1273
Д’ S е * CJ крей- 5 S* СХ X 3 v о * X -5. <J Q 11 U Л Ji Рас- ход возду- ха, кг/с 0,215 14,65 0,224 20,9 0,185 21,2 0,193 21,2
Л. Л „ 1§“3 S В Взлет Н - 0 Крей- сер- ский режим Н — 6 км V = = 450 км/ч 4050 1450 О с 2155 5505 2400 0019 2500
Фирма и тип двигателя Эллисон Т-56-А-10 W * Бристоль Сиддли * «Протей» Мк 765 * к S я Ь ¥ С О а й ч а >. н Of л ГЕ «3 г Е- W с К2 С а с. * с £1
210
Рис 6.3. Влияние изменения раз-
меров двигателя на его пара-
метры:
а — эффект варьирования раз-
мерами ТРД; б — характеристи-
ки ТРДД с малой степенью
двухьонтурности в безразмерной
форме; I — взлет; 2 — макси
мальнын продолжительный;
3 — набор высоты; 4 ~ эксплуа
тациоиный; 5—нормальный
крейсерский; 6 — режим ожида
Ния.
Примечания. 1 Сле
дующие режимы отнесены к
условиям MCA на уровне мо-
ря: /- максимальный взлетный;
// максимальный продолжи-
R
тельный; /// — максимальный
рисогендземый для набора высоты; /V — максимальный крейсерский
2 Индекс «взл» относится к статической стартовой земнои взлетной тяге.
вать двигатель, находящийся в завершающей стадии проработки, хотя на прак-
тике предпочтение отдается построенным и испытанным двигателям (готовым
изделиям).
Даже для предварительного проектирования самолета требуется полный комп-
лект документации или проспект, содержащий, по крайней мере, следующие
Данные:
ограничение режимов двигателя и условий летной эксплуатации (темпера-
туры, высоты, скорости);
тягу и расход топлива для различных режимов, высот и скоростей;
влияние отбора воздуха и мощности на характеристики двигателя;
габаритно-установочные данные: масса, размеры, положение ЦМ;
интенсивность внешнего шума, особенно для гражданских самолетов.
Параметры двигателя иногда представляются в форме безразмерных кри-
вых, примером может служить рис. 6.3, б. Эти кривые отражают не только
связь между тягой, высотой, скоростью на различных режимах, но могут быть
использованы и при варьировании размерами двигателя.
Выбор двигателя и конструкции самолета так тесно взаимосвязаны, что
иногда очень трудно принять правильное решение. Конструктор может получить
достаточно полную картину о таких параметрах двигателя, как удельный расход
топлива, изменение тяги с высотой, удельная масса и размеры, компоновки, на-
чальная стоимость, среднее время между ремонтом и т. д. Однако важную роль
при выборе двигателя могут сыграть традиционные контакты с двигательной
фирмой-поставщиком или экономические и политические факторы, влияющие на
авиацию. Материал, изложенный в гл. 4, может помочь конструктору принять
правильное решени ;.
Подводя итоги изложенному, можно сделать следующие выводы:
211
www. vokb-la. spb .ru
а) выбор числа двигателей может целиком зависеть от ограниченной номен-
клатуры типоразмеров силовых установок;
б) минимальное число двигателей, при котором могут быть получены тре-
буемые летные характеристики, является, как правило, оптимальным;
в) трех двигательный самолет незначительно проигрывает в конструктивном
отношении по сравнению с четырехдвигательным самолетом;
г) проектирование самолета может быть начато только при наличии доста-
точно детальной информации по характеристикам и установочным данным дви-
гателя.
Оптимальное решение по выбору двигателя может быть получено только в
результате долгого и тесного сотрудничества конструкторов самолета и двига-
теля.
«.3. ХАРАКТЕРИСТИКИ, ВЫБОР И УСТАНОВКА ВИНТОВ
6.3.1. Общие положения
Проектирование и производство современных винтов — узко специализированная
область техники, в которой работают немного фирм. Конструктор самолета име-
ет достаточный выбор из имеющихся вариантов, при этом он должен знать:
характеристики самолета;
параметры двигателя и систему регулирования;
шум винта и вибрации;
установочную массу винтов;
влияние винтов на летные характеристики самолета;
конструктивные ограничения, накладываемые схемой самолета.
На этапе предварительного проектирования выбор винта связан, главным
образом, со следующими данными:
а) параметрами регулирования углов установки лопастей (винт фиксирован-
ного шага, постоянной частоты вращения, изменяемого шага и т. п.);
б) формой лопасти: в плане, профиль сечения, угол закрутки;
в) числом лопастей винта;
rj внешним диаметром и скоростью вращения винта (редукция).
Потери, вызванные преобразованием мощности вала в тяговую мощность
винта, выражаются через КПД винта:
полезная выходная мощность
\ =-----------------------------= —. (6.2)
мощность на валу входная N
КПД винта равен нулю в статических условиях; его максимальная величина
соответствует высоким скоростям полета и составляет 85—92% в зависимости
от формы лопастей. Так как высокий КПД желателен на всех ответственных
участках полета, то он является наиболее важным параметром винта. Следует
иметь в виду, что крейсерский полет не является единственным определяющим
участком; характеристики при взлете и наборе высоты не менее важны, осо-
бенно при отказе двигателя.
В настоящем разделе не рассматривается теория винта, а вопросы его кон-
струкции затронуты частично; в списке литературы можно найти информацию
на эти темы, например [6.20].
6.3.2. Показатели и диаграммы винта
Характерные углы, относящиеся к элементу лопасти винта, показаны на рис.
6.4. Винт вращается с угловой скоростью и движется поступательно со ско-
ростью V Когда плоскость винта перпендикулярна воздушному потоку, суммар-
ная скорость элемента лопасти находящегося на расстоянии г от оси, будет
иметь эффективный шаговый угол р по отношению к окружной скорости ыг;
V
P-arctg-----. (6.3)
О)Г
212
www. vokb-la. spb .ru
Это выражение в единицах частоты враще-
ния и диаметра винта имеет вид
р = arctg (6.4)
nD nrjR
Для r—R Р представляет шаговый угол спи-
ральной траектории, описываемой концом лопасти.
Юсновной составляющей в этом выражении явля-
ется относительная (пропорциональная) поступь
винта (путь, пройденный винтом за время одно-
то оборота, отнесенный к диаметру винта):
V
nD
(6.5)
Угол между хордой лопасти и плоскостью
винта называется геометрическим шагом или уг-
лом установки лопасти ф.
Угол атаки элемента лопасти по отношению к
воздушному потоку определяется как
Рис. в.4. Расположение элемен-
та лопасти винта в потоке
а=<?—Р (6.6)
«или в комбинации с выражениями (6.4) и (6.5)
a =<jp — arctg
X
лг/R '
(6-7)
Угол а не равен местному эффективному углу атаки, так как системой кон-
цевых вихрей лопасти индуцируется дополнительная скорость, но выражение
(6.7) опять показывает, что X является главной составляющей, определяющей ус-
ловия работы элементов лопасти.
Если предположить, что индуктивная скорость постоянна по размаху лопа-
сти, то для обеспечения оптимального эффективного угла атаки для каждого
элемента лопасти в соответствии с выражением (6.7) угол ф должен уменьшаться
с увеличением г По этой причине лопасти винтов по размаху имеют угол за-
крутки. Принято определять шаг лопасти величиной ф на 70 ... 75%-ном радиусе
винта с обозначением ф0,7 ... Фолз-
Если пренебречь эффектами вязкости и сжимаемости воздуха, можно пока-
зать в безразмерной форме, что для заданной геометрии лопасти коэффициенты
мощности и тяги винта определяются только величинами А и Фо.75-
рЛ3£)5 *
R
С '—--------—
* рП2£)4 *
(6.8)
(6-9)
При условии, когда окружная скорость значительно меньше скорости звука
и лопасти не находятся в срывном режиме, влияние чисел М и Re пренебрежимо
мало. Из этого следует, что коэффициенты мощности и тяги геометрически по-
добных винтов в определенной области чисел М и Re могут быть представлены
в виде единой безразмерной диаграммы. Примеры таких диаграмм приведены
на рис. 6 5. На некоторых диаграммах приводится коэффициент тяги вместо т]
Тогда КПД винта вычисляется по значениям коэффициентов тяги, мощности и
поступи:
^-2-А. (6.10)
Тя а винта может быть получена непосредственно через
(6.11)
213
www. vokb-la. spb .ru
или no значению входной мощности и КПД
К --
v *
(6.12)
В этом выражении N — располагаемая мощность, передаваемая валом дви-
гателя винту. Для заданных условий работы двигателя ее находят по техниче-
ским требованиям, вводя поправки на:
аэродинамические потери в воздухозаборнике;
механические потери на трение в редукторе (иногда включаются в состав
технических требований);
отбор воздуха от компрессора для противообледенительной системы, системы
.ондиционирования и т. п.
Понятие тяги винта должно быть определено четко (поставщиком винта) и
обычно под этим подразумевается сила растяжения вала с изолированным вин-
том (т]из), т. е. КПД без учета гондолы двигателя, установленной за ним. При
расчете характеристик в этот КПД необходимо вводить поправку, предусматри-
вающую влияние установки двигателя на самолете. Это делается следующим об-
разом [6 16].
а)
Рис. 6.5. Диагпаммы характеристик изолированного винта:
с — дв^хлопаст! ый винт (NACA WR 286), AF=90; б — трехлопастный винт, ДД=100, CY =0,5.
Гамильтон Стандард; в — четырехлопастный винт, AF—140, Су, —0,5, Гамильтон Стан-
дард
214
wsov. vokb-la. spb.
1. На основании диаграммы изолированного винта определяется КПД для
эффективной относительной поступи, которая определяется как
Аэф==(1 —Л)Л. (6ЛЗ)
Параметр h учитывает торможение потока, проходящего через диск винта,
вызванное фюзеляжем или гондолой двигателя, находящейся за винтом. Количе-
ственно он определяется как
в>
218
, www.vokb-la.spb.ru
2 Влияние cnjгнои cipjn определяется при помощи коэффициента /:
эффективная тяга винта /?э<ь
f (6. i5>
тяга изолированного винта Кх3
Эффективная тяга винта равна тяге изолированного винта, уменьшенной на
приращение профильного сопротивления тех частей, которые расположены в
спутной струе винта. Если сопротивление самолета определено при нулевой тяге,
КПД винта
’’эф = Лиз- (6.16)
Для определения / практически достаточно точна формула
/= 1-1,558-^!-, (6.17>
где схц — профильное сопротивление самолетных частей с площадью У (с г^)»
находящихся в спутной струе винта. При отсутствии более точных данных сл
можно принять равным 0,004 для омываемой потоком поверхности.
При выборе диаметра винта иногда используется коэфф! циент скорости-
мощности:
CV = V 1/ (6.18)
у Nn2
Этот коэффициент не зависит от диаметра винта и целиком определяется
условиями работы: скоростью полета, высотой, .мощностью двигателя и частотой
вращения. На некоторых диаграммах старых винтов параметр Су приводится и
может быть непосредственно использован для выбора Л и D. В противном случае
на основании формул (6.5), (6.8) и (6.18) находим
Nrfi
—Г" Х5>
PV5
(6.19>
и для заданных условий полета на диаграмме можно построить кривую, соот-
ветствующую cv=const; в примере на рис. 6.5, а это сделано для cv=l. Из срав-
нения полученной кривой с кривыми для постоянных т] следует, что в этом слу-
чае максимальный КПД получается при Х=0,51, ф = 15° и С№=0,033. По этим
условиям рассчитывается диаметр винта с максимальным КПД.
Так как при выборе винта приходится учитывать различные условия полета,
то применение коэффициента су ограничено. В таких случаях желательно иметь
виит, работающий в возможно лучших условиях в крейсерском полете, при взле-
те и наборе высоты.
Методика, которой можно руководствоваться при выборе геометрии винта,
приведена в подразд. 6.3.4
Таким образом, характеристики винта могут быть определены различным»
способами:
а) путем использования диа!рамм, составляемых разработчиком [6.21] или
указанных в различных отчетах и руководствах NACA. Этот метод пригоден для
предварительного выбора;
б) расчетом с применением различных методов, таких как:
приближенный метод для легких [6 15] или транспортных [6.17] самолетов;
стандартный метод Британского общества авиационных конструкторов
(SBAC) [6.16] с учетом установки винта;
метод, приведенный в работе [6.26], позвотяющий одновременно рассчитать
уров (и шума от винта.
Преимущество обобщенных методов заключается в возможности парамет-
рических расчетов для различных форм лопасти и, таким образом, оптимизации
винта.
Способ использования параметров и, что более важно, диаграмм винта за-
висит от особенностей его применения и системы управления шагом, которая
очнеана в следующем подразделе.
216
www. vokb-la. spb .ru
6.3.3. Управление шагом винта
1, Винты фиксированного в полете шага-
постоянный шаг обеспечивается при изготовлении винта;
шаг лопастей регулируется на земле, но постоянен в полете.
2. Винты изменяемого шага в полете:
винты с грубой ступенчатой регулировкой шага в заданных пределах;
винты с ручной плавной регулировкой шага летчиком в заданных пределах;
винты постоянной частоты вращения, у которых поддерживается установ-
ленная летчиком частота вращения, а шаг регулируется автоматически для обе-
спечения соответствия между мощностями двигателя и винта,
винты постоянной частоты вращения с ручным управ тенисм шагом, у ко-
торых частота вращения остается постоянной в процессе полета, а шаг устанав-
ливается и регулируется летчиком.
Мощность двигателя регулируется автоматикой топливной, системы.
Регулируемые и управляемые по шагу винты мало используются в настоя-
щее время. Винты постоянного шага применяются на небольших спортивных,
туристских и административных самолетах. Некоторые гидросамолеты оборуду-
ются винтами с регулируемым шагом для перевода их в режим флюгирования
при выключении двигателя.
Винтовые транспортные самолеты всегда оборудуются винтом постоянной
частоты вращения, при этом может быть и регулировка шага. ТВД должны быть
оборудованы винтами постоянной частоты вращения.
Винт фиксированного шага. Преимущества этих винтов заключаются в том,
что они просты в производстве, легки и не требуют обслуживания. По этим при-
чинам их применяют на небольших самолетах с мощностью двигателя до 200 л. с,
и даже при большей мощности двигателя для сельскохозяйственных самолетов.
Самолеты с фиксированными винтами, к сожалению, не обладают гибкостью ха-
рактеристик.
Во время взлета и набора высоты частота вращения двигателя ограничена
мощностью, которую способен реализовать винт, и возможности двигателя не
используются полностью. Выбор винта с меньшим углом установки улучшит си-
туацию на малых скоростях, но при большой скорости полета двигатель при-
дется дросселировать.
После предварительного выбора угла установки лопасти и диаметра винта
можно исходить из предпосылки, что самолет будет летать на максимальной
крейсерской скорости при значениях частоты вращения и мощности, рекомендо-
ванных изготовителем двигателя. Уравнения, необходимые для расчета крейсер-
ской скорости, даны в подразд. 5.3 4 и 5.4.1 Если на этом этапе проектирования
поляра крыла неизвестна, крейсерскую скорость можно оценить по аналогии с
подобными самолетами или исходя из технических требований После этого оп-
ределяется коэффициент су по формуле (6 18), и теперь КПД будет зависеть
только от окончательно выбранного диаметра винта. Выбирая диаметр как мож-
но большего размера, тем самым получают возможность уменьшения шага, по-
вышения частоты вращения и мощности двигателя на малых скоростях. Диаметр
ограничивается максимально допустимым числом М на концах лопасти
<МКопц<0,8 ... 0,85) или зазором над землей. Рис. 6.6, а иллюстрирует с помощью
диаграмм винта этот метод выбора его параметров.
Для проектирования конкретного винта необходимо знать аэродинамические
характеристики самолета, однако их можно получить на более поздних этапах
проектирования. В связи с этим целесообразно выполнять параметрические расче-
ты винта для разтичных условий полета с целью принятия оптимального вариан-
та. Если угол атаки лопасти выбран, единственным важным фактором на диа-
грамме винта остается кривая, относящаяся к фиксированному шагу <р.
Винты постоянной частоты вращения. Еще в XIX в. французский изобрета-
тель Альфонс Пенс (Penaud) предложил вин г с регулируемыми лопастями, но
только в 1925 г. винт постоянной частоты вращения стал реальностью, а с 1935 г.
и ходится в эксплуатации. С его внедрением характеристики самолетов значи
тельно улучшились, и он получил широкое распространение. Летчик в полете ус-
танавливает желаемую частот} вращения двигателя, а хгот установки вгнга ре-
гулируется автоматически на любой скорости так, чтобы реализовать всю мощ-
217
www. vokb-la. spb .ru
Рис. 6 6. Способы применения диаграмм винтов:
а— винт фиксированного шага; выбор диаметра и угла установки.
1. Определяем коэффициент скорости — мощности: Cy—V (--------V 2 , например»
\ /Ул 4 /
для максимальной крейсерской скорости н соответствующей частоты вращения.
2. Находим cN — (k/cv)s как функцию от X.
3. Для найденных значений cN и к рассчитываем предельный диаметр винта:
D- 1О&’41ЛГ ]/м2 МКовц<0.8 - - 0.85-
п у конц
4. Находим Л и ф по диаграмме.
5 Для расчета характеристик используется кривая <p=const;
б — винт постоянной частоты вращения (регулируется мощность); расчет КПД по мощно-
сти на валу, диаметру винта и частоте вращения:
1. Находим коэффициент мощности: <?№ ----------•
7V p/z=Ds
V
2. Определяем поступь винта Х = ----.
nD
3. По диаграмме находим т).
4. При различных скоростях полета cN практически остается постоянным (для ПД>
или слегка увеличивается (ТВД) по скорости;
в —винт постоянной частоты вращения (регулирование шага); расчет скорости полета и>
управления двигателем на мощность и КПД винта:
1. Для заданного значения V по поляре самолета (для горизонтального полета) нахо-
дим требуемую мощность.
2. Задавшись т), находим мощность двигателя и рассчитываем X и CN.
3. Т] уточняется по диаграмме и при необходимости эта операция повторяется.
4. При различных скоростях остается постоянным. Мощность двигателя регулируется
автоматически для сохранения постоянной п н соответствия между мощностями двигателя
и винта.
Примечание. Расчеты проводятся в следующих единицах измерения:
V — м/с; N — кгм/с (1 кг-м/с—0,01316 л. с.); Р— м; р — кгс2/м’.
ность двигателя. Основное отличие этого винта от винта фиксированного шага
заключается в более полном использовании располагаемой мощности на всех
режимах полета. Существуют различные методы автоматической регулировки
винта. Например, давление масла используют для поворота лопасти в одном
направлении и противовес на втулке винта —для поворота лопасти в другом
направлении. На рис. 6.7, а показана упрощенная система регулирования, кото-
рая является основой многих вариантов. Рис. 6.7, б дает представление о кон-
струкции механизма регулировки шага. Применяются также электрические си-
стемы. Винты постоянной частоты вращения часто оборудуются:
механизмом фтюгирования, который обеспечивает установку лопасти с уг-
лом атаки 80—90° при выключенном двигателе, уменьшая таким образом внеш-
нее сопротивление винта и устраняя возможность повреждения двигателя от
авторотации винта;
механизмом реверса для придания лопасти отрицательного угла установки
и реверсирования тяги с целью сокращения длины пробега самолета;
механизмом ограничения ш га лопасти, который автоматически, при паде-
нии давления в масляной системе, изменяет угол установки лопасти для защиты
от раскрутки винта с малыми углами атаки.
218
www. vokb-la. spb .ru
Рис. 6.7. Механический регулятор по-
стоянной частоты вращения винта:
а — нереверсивный винт и регулятор;
1 — масло; 2 — насос; 3 — механизм
настройки; 4— слив; 5—противовес,
6 — пружина; 7 — поршень; 8 — упор
минимального угла; 9 — подвод жид-
кости; б — конструкция узла регули-
ровки шага лопасти винта фирмы
Хартзель, модель НС-82Х-1: 10 — фла-
нец; !1 — лопасть; 12 — зажим; 13—.
крестовина втулки; 14—поршень
(большой шаг); 15— поршень; 16 —
противовес
Рис. 6.8. Сравнение двух способов уп-
равления (SAE Paper 670244):
А— регулировка мощности; В — ручное
управление шагом лопасти
Воздушная скорость
Винты постоянной частоты вращения с регулировкой шага. Известно два
варианта таких винтов:
1) с ручным регулированием шага (<р-упрявление) на земле или в полете;
2) управление шагом производится только при маневрах на земле.
Схема ручного управления шагом винта работает в полете следующим об-
разом. Летчик, желая увеличить мощность, перемещает сектор газа, в резуль-
тате чего увеличивается шаг винта. Момент на валу двигателя от винта растет,
и частота вращения падает. Регулятор скорости подает сигнал в топливную си-
стему, подача топлива и мощность двигателя увеличиваются до тех пор, пока
частота вращения не достигнет установленной величины. На рис. 6.8 графически
показана работа системы регулирования этого типа. Следует отметить, что такой
способ регулирования применим только для ТВД, у которых частота вращения
и мощность изменяются независимо. Кривая 1 изображает мощность, необхо-
димую для горизонтального полета Кривые 2, 3 и 4 представляют мощность в
установившихся режимах набора высоты, снижения и разворота. Скорость го-
ризонтального полета находится в точке пересечения кривых требуемой и рас-
полагаемой мощностей (точка Р). Эффект соответствия мощности двигателя ско-
рости полета при наличии <р-управления особенно заметен при сравнении кривых А
(обычная регулировка) и В (ручная регулировка шага).
219
Рассмотрим примеры работы системы ручного управления
шенин установившейся скорости полета угол атаки лопасти при данном угле ус-
тановки двигателя увеличивается, что вызовет нарастание момента от винта на
валу [см. уравнение (6 7)]. Система регулирования двигателем отреагирует на
это изменение и увеличит мощность для поддержания постоянной частоты вра-
щения. И, наоборот, при увеличении скорости мощность двигателя автоматиче-
ски снизится. На рис. 6 8 показано, что потери скорости при переходе к набору
высоты и виражу при наличии регулятора шага меньше по сравнению с обыч-
ным винтом постоянной частоты вращения. Следовательно, при заданных уело
виях полета запасы по скорости сваливания самолета будут больше и летчику
придется меныпее число раз корректировать скорость, что повышает удобство
и безопасность пилотирования. При снижении самолета уменьшается число скач-
ков скорости и опасность перегрузки конструкции.
Система ручного управления шагом работает только в рамках определенных
режимов двигателя. Когда температура газов перед турбиной достигает макси-
мально допустимого значения, в работу вступает другая система контроля и ком-
бинация винт — двигатель начинает работать по обычной схеме управления. По-
этому ручное управление шагом не влияет на предельные параметры, когда дви-
гатель работает в крайних режимах, например, во время взлета или на режиме
максимальной продолжительности тяги.
Различия, которые существуют между обычными винтами постоянной час-
тоты вращения и с ручной регулировкой шага, еще раз подчеркиваются на
диаграммах, изображенных на рис. 6.6, бив.
6.3.4. Геометрия винта
Может оказаться, что кроме рассуждений, приведенных ниже, существенную роль
при выборе винта будут играть такие факторы, как низкая стоимость запчастей*
возможность изменения передаточного числа между двигателем и винтом и т. п.
В таких случаях до принятия окончательного решения необходимо проконсуль-
тироваться с поставщиком винта.
Диаметр винта и окружная скорость. Диаметр винта, несомненно,— наиболее
важный конструктивный параметр винта, который играет такую же роль*
как размах для крыла. Теоретически можно доказать, что КПД винта растет с
увеличением диаметра при условии свободного варьирования частотой вращения
и формой лопасти [6 14]. На практике, однако, скорость винта определяется
рабочим режимом двигателя и редуцированием частоты вращения, которую нель-
зя изменять произвольно. Наиболее важными факторами, определяющими выбор
внешнего диаметра винта, являются*
характеристики винта (КПД) в различных условиях;
допустимая по характеристикам и уровню шума окружная скорость;
зазоры над землей и до конструкции самолета (подразд. 6.4.1);
установочная масса винта.
Окружная скорость концов лопастей винта — результирующая скорость по
отношению к потоку, Пренебрегая индуктивной скоростью, на основании рис. 6.4
можно написать
^конц = V V2 + (л«£)р
(6.20)
или на основании зависимости (6.5)
(6.21)
Практический предел допустимого по уровню шума числа М на концах ло-
пастей составляет 0,85—0,90, хотя для винтов с тонкими лопастями (относи-
тельная толщина до 6%) и небольшой кривизной КПД начинает падать с
Мкона>0,9 ... 0,92.
Окружная скорость. Нормальной величиной окружной скорости в статиче-
ских условиях (Гьоцц= лп£>) долгое время считалась скорость 250 —оОО м/с.
220
4
3
2
4
3
100
9
S
Б
5
Взлетные частоты
вращения ТВД /
°.х^
2
О - ПД 12 лопасти>
• - ПД (Злопасти)
д - ТВД (Злопасти)
+ - ТВД Нлопасти)
а - противовращение 2*4
----*---1 □
+ Zx
уbihitl।< 1 >min........................ uiliii .I, .......... i... 1.
8 9 WO 2 3 4 5 6 7 В 9 1000 2
--------, Л C 1 Vz
www. vokb-la. spb .ru
v
вал *кр j
3
Рис 6 9. Диаграмма для выбора нагрузки на сметаемую площадь винта
В настоящее время в связи с актуальностью снижения шума приемлемые ок-
ружные скорости снизились до 150—200 м/с и 250 м/с считается пределом. Ог-
раничение максимальной окружной скорости — наиболее важный фактор, играю-
щий роль в борьбе с шумом. Небольшие окружные скорости, однако, должны
сочетаться с достаточно большим винтом. Поэтому при конструировании совре-
менных винтовых самолетов для коротких ВПП наметилась тендеиция к исполь-
зованию медленно движущихся винтов большого диаметра со специальной фор-
мой лопастей [6 24, 6.25].
Диаметр винта. Предварительный выбор диаметра винта может быть сде-
лан на основании одной из следующих методик.
Методика А В качестве исходного параметра используется нагрузка на
ометаемую площадь при взлете N/D2 На рис. 6 9 этот параметр построен в за-
висимости от параметра > А^в31Икр для большого количества самолетов Эта
зависимость основана на том, что Х/ск в крейсерском полете изменяется незна-
чительно и для заданной высоты и частоты вращения нагрузка на ометаемую-
площадь должна быть пропорциональна параметру yfNV.
Методика Б. Диаметр определяется исходя из ограничения по МьОиц.
Для этого используется выражение (6 21) в виде
о = VМ^,в„-М2, (6.22>
при этом для нескоростных винтов с относительной толщиной профиля выше
10% Мионц^ОД для скоростных винтов с тонкими лопастями (отно