/
Текст
Министерство авиационной промышленности СССР
Сибирский научно-исследовательский институт авиации
им. С. А. Чаплыгина
РУКОВОДСТВО ДЛЯ КОНСТРУКТОРОВ
ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ САМОДЕЯТЕЛЬНОЙ ПОСТРОЙКИ
(РДК СП А)
В 2-х томах
ТОМ 1. ОБЩИЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ТРЕБОВАНИЯ.
АЭРОДИНАМИКА.
Новосибирск—19 89
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
УДК 629. 7. 02: 539. 4
РУКОВОДСТВО ДЛЯ КОНСТРУКТОРОВ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ
САМОДЕЯТЕЛЬНОЙ ПОСТРОЙКИ - РДК СЛА
В 2-х томах
г. 1 - Общие технические требовании. Аэродинамика
т. 2 - Прочность
Рук овод с гео содержит методики и алгоритмы аэродинамического и
прочностного расчётов малоскоростных легких самолетов, необходимые
примеры и справочные материалы, а также обилие технические требова-
ния к летательным аппаратам самодеятельной постройки. Предназначе-
но для клубов авиационного научно-технического творчества и конструк-
торов -любителей.
Авторы первого тома:
Ю. И. Бадрухин - гл. 1; Н. А. Вишняков - гл. 1; С. Г. Деришеь -
гл. 3, 4, 5, 6; В. Ю. Зайцев - гл. 3, 5, 6; С. Т. Кашафутдиков -
гл. 1, 2; Ю, А. Кочеловский - гл.Ь2, 7, 9, 10; В. Н. Лушин - гл. 4;
С. В. Мнллер - гл. 3, 7, 9; В. К. Петунии - гл.1; А. ф. Самойленко -
гл. 1; Н. П. Сохи гл. 8, 10; Ю, Н. Темляков - гл. 1, 2, 3, 6, 7, 8, 9,10,
Редакционная коллегия:
А. Н. Серьёзнев (главный редактор), Ю. И. Бадрухин, В. В. Кабаков,
С. Т. Кашафутдииов, В. П. Лапаев.
© Сибирский научно-исследовательский институт авиации
им. С. А. Чаплыгина
www.vokb-la.sptl.?^ - Самолёт своими руками?!
3
ОГЛАВЛЕНИЕ
Стр.
ОСНОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ....................................... 7
Часть 1.
Глава 1. ОБШИЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ТРЕБОВАНИЯ К ЛЕТАТЕЛЬ-
НЫМ АППАРАТАМ САМОДЕЯТЕЛЬНОЙ ПОСТРОЙКИ
- ОТТ СЛА................................................. 13
1. 1. Требовании tc конструкционным материалам для СЛА. 14
1. 2. Требования к конструкции СЛА, к компоновке»
монтажу различных элементов и систем..................15
1. 3. Требования к системам управлении.................18
1. 4. Требовании к взлетно-посадочным устройствам. . . 20
1. 5. Требования к рабочим жидкостям для гидравличес-
ких устройств . . . !............................22
1. 6. Требования к остеклению СЛА......................22
1. 7. Требовании к эксплуатационной технологичности
СЛА............................................. 23
1. В. Требования к кабине СЛА...................... 25
1. 9. Требования к силовой установке СЛА...............27
1. 10. Дополнительные требования к винтокрылым СЛА. . 32
1. 11. Дополнительные требования к СЛА-амфибяйм. ... 33
1. 12. Требования к летным характеристикам СЛА. . . . 34
1. 13. Требовании к устойчивости и упревляемостн сверх-
легких самолетов с аэродинамическим управлением. 35
1. 14. Требования к составу оборудовании, его размеще-
нию и монтажу........................................ 38
Часть П. ОСНОВЫ АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО ПРОЕКТИРОВА-
НИЯ САМОЛЕТА к . . ...........-О1
www.voko-la.spb.ru - Самолет своими руками?!
4
С гр.
Глава 2. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ СХЕМЫ САМОЛЕТОВ. . . 41
2. 1. Обычная схема............................................................ 42
2. 2. Схема "утка*............................................................. 44
2. 3. Самолеты бесхвостой схемы................................................ 46
2. 4. Схема "тандем*......................................................... 47
Глава 3. ВЫБОР ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ СВЕРХЛЕГКОГО
САМОЛЕТА................................................. 49
3. 1. Взлетный вес и мощность двигателя.........................................49
3. 2. Площадь, удлинение и сужение крыла....................................... 50
3. 3. Горизонтальное one ранне и руль высоты...... 51
3. 4. Центровка.................................................................52
3. 5. Вертикальное оперение, руль направления и
элероны........................................5 3
3. 6. Номограммы для определения параметров легкого
самолета по заданным летно-техническим характе-
ристикам ........................................... 54
3. 7. Статистические данные по зарубежным сверхлегким
летательным аппаратам и легким одномоторным само-
летам.................................................59
Часть Ш. РАСЧЁТ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ И ЛЕТНЫХ ХАРАК-
ТЕРИСТИК........................................ ©3
Глава 4. КРЫЛО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА........................................... 67
4. 1. Аэродинамичесхие характеристики крыла бесконечно-
го размаха (профиля)............................67
4. 1. 1. Общие понятия...................... 67
4. 1. 2. Подъемная сила и продольный момент. 71
4. 1.3. Сопротивление профили................................................... 74
4. 1. 4. Рекомендации по выбору профиля несущей поверх-
ности ......................................7 4
4. 1. 5. Атлас профилей. .. .'. 75
4. 2. Характеристики крыла конечного размаха....................................125
4 2. 1. Подъемная сила...... 125
4. 2. 2. Сопротивление крыла...138
4. 2. 3. Продольный момент..................146
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
5
Стр.
Глава 5. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ЛЕТА-
ТЕЛЬНОГО АППАРАТА..........................,. . . . . 153
5. 1. Лобовое сопротивление............................ 153
5. 2. Поляра самолета................................. 158
5. 3. Аэродинамическое качество........................ 158
Глава 6. ПОДБОР ВОЗДУШНОГО ВИНТА........................... 169
6. 1. Принцип работы воздушного виита. ...... 169
6. 2. Основные характеристики.......................... 170
6. 3. Теоретический предел тяги винта.................. 172
6. 4. Подбор винта к самолету......................... 1"?3
Глава 7. РАСЧЁТ ОСНОВНЫХ ЛЕТНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК
САМОЛЕТА................................................. 183
7. 1. Потребная мощность для горизонтального полета. . 183
7. 2. Максимальная скорость горизонтального полета
> и скороподъемность.............................. 186
7. 3. Расчёт виража.................................... 188
7. 4. Взлетно-посадочные характеристики........ . 190
7. 5. Пример расчёта летных характеристик сверхлегкого
самолета............................................ 194
Часть 1У. УСТОЙЧИВОСТЬ И УПРАВЛЯЕМОСТЬ..................... 197
Глава В. ОБШИЕ СВЕДЕНИЯ.................................... 197
8. 1. Понятие устойчивости и управляемости...... 197
8. 2t Управление самолетам . .......................... 198
Гпава 9. ПРОДОЛЬНАЯ СТАТИЧЕСКАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ И
УПРАВЛЯЕМОСТЬ.................................... 201
9. 1. Определенно средней аэродинамической хорды крыла. 201
9. 2. Фокус самолета............................... . 202
9. 3. Определение диапазона допустимых центровок. . . 208
9. 4. Расчёт усилий на ручке управления......... 215
9. 5. Рекомендуемая последовательность расчётов продоль-
ной статической устойчивости н управляемости. . . 218
www.vokb-Ia.spb.ru - Самолёт своими руками?!
6
С гр*
9. 6. Пример расчета характеристик продольной устой-
чивости и управляемости самолета "Егорыч". . 210
Ьшва 10. БОКОВАЯ СТАТИЧЕСКАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ И
УПРАВЛЯЕМОСТЬ.................................. 227
1(1. 1. Флюгерная устойчивость.......... . . 228
10. 2 Поперечная устойчивость .................. 232
10, 3. Расчет усилий на рычагах поперечного и путе-
вого управления............................ 237
10. 4. Пример расчёта характеристик боковой стати -
ческой устойчивости и управляемости .... 239
( I1I1COK ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ .... 245
www.vokb-Ia.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ОСНОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ
1. ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ПАРАМЕТРЫ:
1. 1. ПРОФИЛЬ КРЫЛА
6 - хорда;
С - толщина;
С= С/5 - относительная толщина;
ц=и
ь,
£ - кривизна;
- относительная кривизна;
1. 2. КРЫЛО
£ - размах;
i - размах ценгроллана;
- размах центроплана относительный;
Ьр - хорда корневая;
- хорда концевая;
,71 - хорда средняя геометрическая;
6 - хорда средняя аэродинамическая (САХ);
А
$ - плошадь;
S . - п юшадь подфюзеляжной части;
’ 'щи/А' г ж**.
/Р Ф
t /S - удлинение;
~ сУжсние:
мгт
- угол сграловидно^ти по передней кромке;
- vron стреловидности по линии О, ’75 хорд;
- vron поперечного "V
- угол установки orwrитеньпо пр льнол nr и,
www.vokb-Ia.spb.ru - Самолёт своими руками?!
в
у> - угол крутки;
1.3. ЭЛЕРОНЫ, ПРЕДКРЫЛКИ,
ЗАКРЫЛКИ
’^пр ~ размах;
I — t /t - размах относительный;
* 0
_ *>, < % • °3 - хо₽да;
6, - 6, /6 - хорда относительная;
» ^Пр » Sg - ПЛО1Г ,дь*.
- площадь относительная;
- угол отклонения элеронов;
- угол отклонения закрылков:
1. 4. ОПЕРЕНИЕ ГОРИЗОНТАЛЬНОЕ,
5э » S пр , S
t,
ВЕРТИКАЛЬНОЕ
lrff - размах горизонтального операция;
- высота вертикального оперения;
6_ft , - хорда оперения;
гм »Р
Cfo » Cg0 " толщина профиля оперения;
Сго , - толщина относительная операния;
^Го* ^60 “ угол стреловидности оперения по О, 25 хорд;
1*Г0 , 1*Во - плечо оперения от центра масс самолета или
точки О, 25 до четверти САХ операния;
СР_л - угол установки горизонтального оперения от-
*ГО
t носительно хорды крыла;
ft - угол отклонения руля высоты;
D
Q - угол отклонения руля направления;
Аго ,В8о - коэффициенты статического момента площади
оперения; •
1. 5. ФЮЗЕЛЯЖ И ГОНДОЛЫ
ДВИГАТЕЛЕЙ
t С длина;
ср МГ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
9
> ^мг
^Ср9
f ^МГ
- ширина;
- высота;
- диаметр эквивалентный^
- площадь миделевого сечения;
- удлинение;
2. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ПАРАМЕТРЫ:
2.1. С И Л Ы, МОМЕНТЫ
Уд - аэродинамическая подъемней сила;
Хд - сила лобового сопротивления;
Ид - аэродинамическая боковая сила;
сч»~
-
С -
5СО
ар
С„
та так
,т^,т2
коэффициент аэродинамической подъемной силы;
коэффициент лобового сопротивления;
коэффициент вредного сопротивлении (G прн^=О;
фа
коэффициент профильного сопротивления;
- коэффициент максимальной подъемной силы:
~ коэффициенты аэродинамических моментов крена,
рыскания н тангажа;
К
- коэффициент аэродинамического момента тангажа
при С^л = О;
~ аэродинамическое качество;
- производная коэффициента подъемной силы по
углу атаки;
2. 2. КИНЕМАТИЧЕСКИЕ ПАрАМЕ! PH
— угол атаки;
- угол скольжения;
- угол рыскания;
- угол тангажа;
т
е
- угол крена;
- угол наклона треектории;
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
10
" угловая скорость крена;
- угловая скорость тангажа;
- угловая скорость рыскания;
И _ высота полетов;
V
пх,п ,пг
пр,
П.,
3. П А
- скорость полету:
- вертикальная скорость;
- перегрузки в связанных осях;
- перегрузки в скоростных осях;
- лерагрузка расчётная;
- перегрузка эксплуатационная.
Р А М Е Т Р Ы СИЛОВОЙ
УСТАНОВКИ
N - мощность двигателя;
Р - тяга;
Ро - тяга стартовая (при V = О);
$ - диаметр винта;
R - редиус винте;
- КПД вянта;
Л - относительная поступь винта;
Д - коэффициент мощности;
Ср - коэффициент тяги;
По - частота вращения вицта, об/с.
4. ВЕСОВЫЕ ПАРАМЕТРЫ
G * - вес;
_ вес взлетный; -
П- - вес целевой нагрузки;
НН
ро “ G/ S - удельная нагрузка на крыло;
ЗСТ - координата центра тяжести (центра масс);
Хт 0C^,/Z - относительная координата центра тяжести от
Ho^£w.voi$bja.spb.rii - Самолёт своими руками?!
11
5. ЛЕТИ О-Т ЕХНИЧЕСКИЕ
X А
Р А К Т Е
Р И СТ И
- скорость
взлетная;
к и
- скорость
безопасная
набора высоты;
Vnoc
Vc
к,
- скорость
- скорость
- скорость
гурацин;
посадочная;
сваливания;
сваливання
в рассматриваемой конфи
Vorp
н2
L
- скорость
отрыва;
высота условного препятствия;
- скорость максимальная;
дистанция;
- дистанция взлетная:
^ПОС
^Проб
- дистанция посадочная;
длина разбега;
- длина пробега
гр
коэффициент трения;
В
- радиус виража;
В
- время выполнения виража с разворотом на
360°.
www.vokb-la.spb.ni - Самолёт своими руками?!
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Часть 1
Глава 1. ОБЩИЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ
ТРЕБОВАНИЯ К ЛЕТАТЕЛЬНЫМ
АППАРАТАМ САМОДЕЯТЕЛЬНОЙ
ПОСТРОЙКИ - ОТТ СЛА
Настоящие общие технические требования (ОТТ) распространяются
на летательные аппараты самодеятельной постройки (СЛА), снабжен-
ные механическим или мускульным приводом для создания силы тяги,
с аэродинамическими органами управления, не предназначенные для
выполнения (|»игур высшего пилотажа.
ОТТ рекомендуются в качестве руководящего документа в работе
клубов самодеятельного технического творчества, а также техничес-
ких комиссий по авиационной технике непромышленной постройки.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
14
1. 1. ТРЕБОВАНИЯ К КОНСТРУКЦИОННЫМ
МАТЕРИАЛАМ ДЛЯ СЛА
1. 1. 1. Материалы, применяемые для изготовления СЛА, долж-
ны выбираться с учётом ожидаемых условий эксплуатации. Запрещает-
ся применять легковоспламеняющиеся материалы, а также материалы,
не прошедшие контроль на статическую прочность и обладающие высо-
кой хрупкостью.
1. 1. 2. Материалы, применяемые для изготовления нагруженных
элементов конструкций СЛА, ие должны изменять в процессе эксплу-
атации своих физико-мехаинческих свойств ниже установленных норма-
ми прочности допусков, должны быть устойчивыми против грибковых
воздействий и обладать достаточной коррозионной стойкостью.
1. 1. 3. Тканевые изделия, применяемые на СПА и находящиеся
в зоне повышенной огнеопасности (выхлопные патрубки и г. п. ), долж-
ны изготавливаться из трудносгораемых, самозагухающих или пропи-
танных огнестойкими составами материалов.
1. 1. 4. Запрещается применение для обшивок несущих поверхнос-
тей СЛА пластиковых пленок и тканей с высокой податливостью (упру-
гой и пластической деформируемостью) при действии аэродинамических
нагрузок, а также обладающих низким сопротивлением разрыву при
возникновения случайного повреждения.
1. 1. Э. Запрещается применение не проверенных на прочность, а
также поврежденных или претерпевших пластическую деформацию кре-
пежных изделий, металлических тросов с разорванными нитями. За-
делка тросов должна быть ие менее прочной, чем сам трос, а ее кон-
струкция должна обеспечивать возможность контроля за ослаблением
ь процесса эисплуатании.
www.vokbla.spb.nl Самолёт своими руками?!
15
1.2. ТРЕБОВАНИЯ К КОНСТРУКЦИИ С Л А,
К КОМПОНОВКЕ И МОНТАЖУ
РАЗЛИЧНЫХ ЭЛЕМЕНТОВ 11 СИСТЕ М
1. 2. 1. Конструкция СЛА, размешенное оборудование и системы
должны обеспечивать безопасное выполнение полетов в простых метео-
условиях в дневное время, обеспечивать надежную эксплуатацию их .
на грунтовых аэродромах.
1. 2. 2- Расстояние между землей и нижними точками планера СЛА,
лопастей винтов и т. п. должно быть не меньше 200 мм для всех воз-
можных положений СЛА с учётом деформации грунта на руле н и и и
взлете, при стояночном обжатии амортизаторов и пневматиков шасси
с максимальным взлетным весом, а также при посадке при полном об-
жатии амортизаторов и пневматиков шасси.
1. 2. 3. Хвостовая часть СЛА, имеющего шасси с носовым коле-
сом, должна иметь конструктивный элемент, предохраняющий хвосто-
вую часть фюзеляжа (для вертолета - рулевой винт) от повреждений
при касании земли,
1. 2. 4. Конструкция СЛА должна обеспечивать возможность пери-
одического визуального и инструментального контроля ответственных
элементов планера и системы управления.
1. 2. 5. Конструкции СЛА должна быть защищена от вредного воз-
действия горючесмазочных материалов, продуктов сгорания, топлива,
конденсата. Особое внимание должно быть обращено на меры защиты
элементов коиструшш из композиционных материалов.
1. 2. 6. Конструкция, технология изготовления и сборки СЛА
должны исключать появление в нагруженных элементах остаточных на-
пряжений, отрицательно влияющих на прочность изделия.
1. 2. 7. Конструкция СЛА должна допускать возможность разбор-
ки на части, позволяющей при необходимости перевозить летательный
аппарат наземным или воздушным транспортом. В конструкции жепа-
www.vokbla.spb.ru - Самолёт своими руками?!
16
тельнд предусмотреть крепежные узлы для буксировки тросом по зем-
ле.
1. 2. 8. Конструкция СЛА и технологии сборки должны полностью
исключать возможность неправильного монтажа и регулировки при тех-
ническом обслуживании, что обеспечивается конструктивными решени-
ями или ианесением четких несмываюшихся маркировок,
1. 2. 9. Конструкция СЛА должна обеспечивать возможность пило-
ту спастись лри возникновении аварийной ситуации в воздуха или на
земле:
- возможность применения в полете парашютной системы;
- использование конструктивных решений, которые бы при аварий-
ной посадке обеспечивали деформацию силовых элементов планера и
кабины с выпучиванием наружу, защиту экипажа при катапультировании;
- возможность принудительного аварийного открытия выходов без
специального инструмента;
- невозможность заклинивания дверей.
1. 2- Ю. В условиях эксплуатации СЛА должны быть обеспечены:
- зашита от механических повреждений деталей управления, трубо-
проводов, электропроводки, приборов и других объектов оборудования
при работе экипажа в полете и обслуживании иа земле:,
- зашита экипажа, силовой установки и приборов от скоплении ста-
тического электричества, с этой целью все металлические части дви-
гателя и систем должны иметь надежный электрический контакт с ос-
* новной массой СЛА, снабженной токосъемниками;
- отсутствие механического резонанса панелей, агрегатов, трубо-
проводов, тяг управления, тросов и т. п. иа всех режимах полета;
г - надежная контровка всех соединений, регулируемых узлов и кре-
пэжиых деталей;
- исключение выпадания болтов из самоконтрячгихся соединений в
случае самопроизвольного раскручивания;
- загните систем от попадания в иих пыли, гриэи, атмосферных
w'w-vokb-la.Spb.ru Самолёт своими руками?!
17
осадков и посторонних предметов;
- швартовка на стоянке;
- дренаж закрытых полостей крыла, (|юзеляжа и других частей.
1. 2. 3 1. При наличии системы автономного запуска двигателя без
наземных источников питания выполнение всех операций по запуску
должно обеспечиваться одним человеком. Органы управления запуском
должны приводиться в действие одной левой рукой.
1. 2. 12. Все рычаги управления СЛА и его двигателями, органы
включения и настройки приборов, места расположения заправочных гор-
ловин, сливных кранов и т. п. должны иметь соответствующие опозна-
вательные предупредительные и инструктивные надписи и четкие услов-
ные обозначения. Все органы, непреднамеренное включение которых
в полете или на земле может привести к нежелательным последствиям,
должны снабжаться приспособлениями, исключающими их случ а й и ое
включение.
1. 2. 13. Трубопроводы и агрегаты систем, повреждение которых
может создать неблагоприятные условия для экипажа, не должны раз-
мешаться в пределах кабины.
1. 2, 14. Размещение агрегатов и воздухозаборников на внешней
поверхности СЛА должно исключать возможность:
- забивания их снегом, грязью и попадания посторонних Предметов
(в том числе с поверхности аэродромов в условиях взлета, посадки и
руления),
- повреждения их при заправке и работе двигателей, Зри объекты
во всех возможных положениях не должны мешать аварийному покида-
нию СЛА.
1. 2. 15. Сливные устройства должны обеспечивать полный слив
жидкостей нз баков систем СЛА.
1. 2. 16. Все трубопроводы систем должны иметь маркировку или •
различную окраску в соответствии с назначением системы.
1. 2. 17. При монтаже гибкик шлангов гидравлической, топливной,
www.vokb-Ia.spb.ru - Самолёт своими руками?!
18
масляной, воздушной п других систем не допускается скручивание шлан-
гов, перегиб у наконечников (необходимо выдерживать прямолинейный
участок длиной не менее 25-30 мм), изгиб от собственного веса шлан-
га, двойной изгиб, перелом, натяжение, малый радиус изгиба шланга.
1. 3. Т РЕ Б OB А Н I' Я К СИСТЕМАМ
УПРАВЛЕНИЯ
1. 3. 1 Конструкция системы управления должна обеспечивать за -
данные ха рак терке тики управляемости, маневренности СЛА на веек
эксплуатационных режимах полета.
1. 3. 2. Принципы действия и конструкции устройств системы уп-
равления должны быть рассчитаны на выдерживание (стабилизацию)
требуемых режимов попета и выполнение маневров СЛА летчиком пу-
тем простых, отвечающих есте^ гвенным рефлексам человека перемеще-
ний командных органов. Применение нестандартного управления запре-
щается.
1. 3. 3. Конструктивное исполнение устройств системы ручного уп-
равления СЛА и механизации крыла должно обеспечивать плавное, без
заеданий, перемещение управляемых поверкностей (рулей) и исключать,
по возможности, возникновение упругих деформаций и люфтов, автоко-
лебаний и опасных видов вибраций, которые могут явиться причиной
нежелательных изменений характеристик устойчивости и управляембсти.
При защемленных руляк и элеронах в нейтральном положении упругие
перемещения точек приложения сил, возникающие вследствие деформа-
ции сис*гсмы управления, не должны превышать 30% полного хода.
1. 3. 4. В сисгемак управления рулями, элеронами и т. п. долж-
на предусматриваться возможность регулировки системы управления.
Должен бьпь обеспечен контроль длины винтовой нарезки и глубины
завинчивания тендеров и регулируемых тяг.
1. 3. 5. Крейние положения органов управления СЛА и механиза-
ции крыла должны быть ограничены упорами, способными выдержи -
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
19
вать нагрузки, соответствующие расчётным. Ограничители углов от-
клонения органов управления. должны располагаться в эоне рулевых по -
верхностей. Для предотвращения остаточной деформации проводки уп-
равления при отклонении рычагов после выхода рулевой поверхности на
упор должны устанавливаться упоры на рычагах управления.
1. 3. 6. Конструкция системы управления должна исключать возмож-
ность ее неправильного монтажа, приводящего к обратному Действию
системы. Компоновка элементов системы должна обеспечивать гаранти-
рованные зазоры с элементами планера.
1. 3. 7. Система управления должна обеспечивать возможность по-
садки с неработающими двигателями.
1. 3. 8. Конструкция систем и механизмов выпуска, уборки и удер-
жания закрылков, предкрылков, интерцепторов, воздушных тормозных
устройств и т, и. должна исключать:
- несинхронносгь отклонения симметрично расположенных частей;
- самопроизвольное изменение взлетного, посадочного и любого из
промежуточных положений на скоростях полета до максимально допус-
тимой для дайной конфигурации;
- отсос убранных закрылков, предкрылков, интерцепторов и воздуш-
ных тормозов (если это не предусмотрено конструктивно)..
1. 3. 9. Пилотирование самолета с использованием механизации кры-
ла не должно находиться в противоречии с принятыми приемами пилоти-
рования и естественно-инстинктивными движениями летчика. Число опе-
раций для изменения положения механизации крыла при включении (вы-
ключении) органов управления имн должно быть не более двух.
1 . 3. 10. Конструкция механизации крыла и системы ее управпе -
ния не должна допускать непроизвольное изменение положений управля-
емых поверхностей под действием различных факторов на всех режимах
полета.
1. 3. 1 1. Система управлэння должна обеспечивать возможность вы-
полнения в<> всем эксплуатационном диапазоне скорое тей всех допусгн-
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
20 ----------
мых эволюций без особого напряжения пилота. При выполнении взлета
и посадки не пол кто появляться резких эволюций и опасных тенденций
н поведении аппарата. Малым перемещениям органов управпения долж-
ны соответствовать малые отклонения рулевых поверхностей.
1. 3. 12. ('истома управления должна обеспечивать возможность
возврат» ния рулевых поверхностей в нейтральное положение при разры-
ве силовой цепочки.
1.1. Г Р F Б О В А I! И Я К В 3 Л Е Т Н О-
П О С А /1 О Ч Н Ы М УСТРОЙСТВАМ
1. I. !. Конструкция шасси должна обеспечивать:
- наложил г» и безопасную эксплуатацию СЛА не грунтовый аэродро-
мах;
- удовлетворительную устойчивость и управляемость СЛА при дви-
жении п<* земле во всем диапазоне эксплуатационных весов, скорос-
тей и центровок;
- надежною механическую фиксацию и автоматическое запирание
стоек шасси, их щитков и створок в убранном и выпушенном положе-
ниях .
1. 1. 2. Носовая стойка шасси должна иметь механизм управпения
передним колесом и устройство для фиксации его нейтрального положе-
ния после отрыва и перед приземлением СЛА, а также при уборке шас-
си.
1. 4. 3. СисгеМа уборки шасси должна иметь блокировку, исключа-
ющую возможность уборки шасси при обжетых стойках,
ч
1. 4. 4. Уборка и выпуск шасси не должны приводить к перебалан-
сировке СЛА, к потере скорости и высоты полета относительно их
значений в Начале оперений.
1.4. г“>. Управление уборкой и выпуском основных и носовых сто-
ек шасси должно осуществляться при помощи одного рычага (кнопки),
www.vokb-fa.spbл свммм даам>?;
21 -----
имеющего фиксированные положения (убрано, выпущено) *» контровку в
этих положениях.
1. 4. 6. Число операций (расстопорение рукоятки, поворот рычага, на
жагие кнопок) для уборки и выпуска шасси должно быть не более двух
1. 4. 7. Конструкция убирающихся посадочных устройств долж н а
иметь механические указатели положения стоек шасси.
В кабине пилота желательно иметь:
- сигнализацию постановки шасси на замки убранного и выпушенно
го положения (всех стоек);
- сигнализацию, информирующую о невыпуске шасси при заходе на
посадку.
1. 4. 8. Колеса и шины, устанавливаемые на СЛА, должны обе<л,г
читать выполнение взлетов с максимальным взлетным весом н посадок
с максимальным посадочным весом. Величины допускаемых скоростей
для колес и шин должны соответствовать путевым взлетным и поса-
дочным скоростям СЛА для максимальных взлетного и посадочного ве-
сов с учётом возможной ошибки летчика в пилотирован и по скорость
в сторону ее увеличения на 10-15% от скорости отрыва и начальной
скорости приземления.
1. 4. 9. Начальный ресурс колес должен быть дас га точным для
выполнения испытательных полетов. Продление его допускается поел 1
проведения специальных испытаний
1. 4. 10. Должна быть обеспечена безопасность посадки СЛА при
разрушении пневматиков колес.
1. 4. 11. Колеса, шины и тормоза должны обеспечивай прск| и
шенный взлет СЛА с критической скорости с максимальным взлетным
весом при интенсивном гормо?кении и температуре наружного В' зцука
по +5О°С без разрынения и воспламенения их элементов и рабочего
тела тормозной системы,
1 . 4. 12. Торможение колес не должно приводить к вдбришн ша -
си и раскачиванию СЛА
www.vokb-la.spb.ru Самолёт своими руками?!
22
I. 4. 13. Система торможения колес должна обеспечивать одновре-
менность затормаживания и растормаживания всех тормозных колес.
1. 4. 14. г'исгема управления тормозами колес должна исключать
возможность приземления СЛА с заторможенными колесами.
1. 4. 1Г». Усилие, потребное для полного отклонения рычага ручно-
го управления тормозами колес, не должно превышать 3 кгс, а для
рычага ножного управления - 15-20 кгс,
1. 4, 16, Р’ычаги управления тормозами должны иметь холостой ход
по болео 1 /4 нх полного хода.
1. 4. 17. Тормозная система должна приводиться в действие только
перемещением управляющих органов без каких-либо подготовительных и
контрольных операций. Управление тормозами должно быть простым,
удобным и не пралягсгвосагь выполнению других операций по управле-
нию.
1.5. ТРЕБОВАНИЯ К РАБОЧИМ
ЖИДКОСТЯМ ДЛЯ ГИДРАВЛИЧЕСКИХ
УСТРОЙСТВ
I. 5. 1. Жидкость, используемая н гидравлических устройствах СЛА
без ее замены, должна обеспечивать нормальную работу всех гидравли-
ческих устройств в рабочем диапазоне температур, возникающих в гид-
росистеме во время полета н при работе на земле. Жидкость должна
быть взрывобезопасной, пожаробезопасной и не должна быть токсичной.
1.6. ТРЕБОВАНИЯ К ОСТЕКЛЕНИЮ
• СЛА
1. 6. 1. В изделиях остекления не должны возникать оптические яв-
ления от внешних источников света, затрудняющие визуальное наблюде-
ние и работу с приборами.
1. 6. 2. Остекление при его разрушении не должно образовывать
www.vokbla.spb.ru - Самолёт своими руками?!
23
острых колюших обломков.
1. 7.Т Р Е Б О В А Н И Я К ЭКСПЛУАТАЦИОННОЙ
ТЕХНОЛОГИЧНОСТИ СЛА
1. 7. 1. Общая компоновка планера, его агрегатов, систем и обо-
рудования должна выполняться с учетом необходимости обеспечения
подходов к максимальному их числу при минимальных трудозатратах.
Обеспечение подходов не должно быть связано с расчленением СЛА
и демонтажом других узлов и агрегатов конструкции. При этом уро-
вень доступности агрегатов или узлов должен соогветствоветь его
яядежмости по принципу *чем менее надежен егрегат и чем больше и чаше
он требует восстановительных работ, тем должен быть лучше подход к нему
1. 7. 2. Должны быть обеспечены подходы к силовым элементам,
разъемам, магистралям, трансмиссиям и другим подлежащим контро-
лю объектам, обеспечивающие контроль их состояния без демонтажа и
разборки.
1. 7. 3. В силовую схему планера не допускается включение с по-
мощью неразъемных соединений баллонов и емкостей высокого давления
для газов и жидкостей, их крепление должно осуществляться с помощью
разъемных крепежных устройств.
1. 7. 4. Для крепления крышек эксплуатационных люков, расподо -
женных в непосредственной близости от различного виде рулей, щитков
и других подвижных элементов планера, должен применяться только са~
моконтряшийся крепеж. Должно быть исключено попадание посторонних
предметов в систему управления.
1. 7. 5. Не допускеется пакетирование трубопроводов, принадлежа-
щих различным системам. Трубопроводы в пакетах должны размета 1ь-
ся друг от друга на расстоянии не менее 5 мм. Размещение трасс
Трубопроводов жидкостных систем должно исключать попадание техни-
ческих жидкостей на агрегаты и электро- и радиооборудование, жгуты
проводов, штепсельные резъемы и т, п. при нарушении герметичности
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
24
сп псовых соединений трубопроводов или при демонтаже этих трубопро-
водов. Трубопроводы не должны касаться силовых елементов конструк-
ции за исключением мест их крепежа.
1 7. 6. В конструкции должны быть предусмотрены подходы для
ггнтропя и замены без разборки планера:
а) жестких тяг управления;
б) тросов управления;
в) узлов крепления качалок, направляющих обойм, роликов, рулей*
элеронов и т. п.
1. 7. 7. Отсеки двигателей, технические и другие пожароопасные
отсеки должны быть разделены между собой и отделены от отсеков топ-
ливных баков и кабин противопожарными перегородками.
1. 7. 8. При размещении двигателей над кабиной должны быть вы -
полиены конструктивные меры противопожарного характера (противопо-
жарные перегородки, защитные экраны, дренажные устройства), пол-
ностью исключающие попадание в кабину топлива, масел, продукте®
Iорения в случае пожара в отсеке двигателя.
1. 7. 9. Противопожарные перегородки н противопожарное оборудова-
ние должны изготавливаться из огнестойких материалов. Не желателен
монтаж на противопожарных перегородках агрегатов, содержащих легко-
воспламеняющиеся вещества.
1. 7. 10. Все места отсеков СЛА, куда могут попадать горючие
жидкости и их пары в процессе нормальной эксплуатации, а также в
результате повреждения систем, содержащих горючие жидкости, долж-
ны иметь дренажные и вентиляционные устройства для отвода горючих
хицкостёй и нх паров. Установка электрических коммутационных аппа-
ратов в таких местах запрещается.
1, 7. 12. Каждый двигатель СЛА должен иметь свой перекрывной
••ротивопожарный топливный край, который должен закрываться и от-
крываться дистанционно с рабочего места пилота и иметь сигнализа-
цию гюпожения 'открыт", "'закрыт*. Противопожарный кран должен
www.vokb-la.spb.ru Самолёт своими р^ами?!
25
располагаться вне пожароопасной зоны. В аварийной ситуации должно
быть предусмотрено отключение зажигания
1. 7. 13. В СИЛ, оборудованных системой аварийного слива топ-
лива в полете, допжно быть исключено попадание аварийно сливаемо-
го топлива в струю выхлопных газов двигателей, в кабину, в отсеки
и на обшивку СЛА.
1. 7. 14. СЛЛ должен быть оснащен ручным (переносным) огнету-
шителем автомобильного типа.
1.8. ТРЕБОВАНИЯ К КАБИНЕ СЛА
1. 8. 1. Конструкция кабины должна обеспечивать пилогу возмгк -
ность обзора окружающего внекабинного пространстве в объеме, необ-
ходимом для успешного выполнения полета и ълэуального наблюдения
внутри кабины.
1. 8. 2. Приборы, сигнализаторы и органы управления должны
группироваться по признакам функциональной принадлежности или по
признакам одновременного их использования на каком-либо этапе полета и
должны быть по возможности сведены в объединенные щитки или пуль-
ты.
1. 8. 3. Рычаги (кнопки), неправильное илн случайное включение
которых может привести к аварийной сигуапии, должны быть выделе-
ны формой, цветом, иметь предохранительные устройства и при не-
обходимости должны быть вынесены на щитке общего ояда.
1. 8. 4. Рычаги, на определение местоположения которых (и опе-
рации с нимч) у пилота имеется ограниченное время, должны распола-
гаться гак, чтобы обеспечивалось быстрое и безошибочное гх нахож-
дение и исключалась возможность случайного использования соседник
рыча св, относящихся к другим агрегатам и системам.
1. 8. 5. Основные и аварийные органы управления должны разме-
щаться в пределах досягаемости летчика в пристегнутом положен л
(из его основной рабочей Позы в полете).
www.voKb-Ia.spb.ni - Самолёт своими руками?!
26
1. 8. 6. Аппаратура дистанционного управления, кнопки контроля и
согласования должны размешаться так, чтобы при пользовании ими в
полете не было перекрещивания рук, а аппаратура, которой часто при-
ходится пользоваться в полете или которая периодически подстраивает-
ся, должна размешаться, как правило, слева от летчика.
1. 8. 7. Рычаги раздельного управления двигателями вертолетов,
'-иловая установка которых состоит из нескольких двигателей, должны
располагаться левее рычага 'шаг-газ*'. Увеличение мощности двигате-
лей при перемещении рычагов раздельного управления должно осущест-
вляться ло принципу 'шаг-газ*. Размещение рычага 'шаг-газ* н рыча-
гов раздельного управления двигателями должно обеспечивать удобство
пользования в условиях эксплуатации и не затруднять аварийное поки-
дание вертолета.
1. 8-8. Направление движения рычага управления (кроме различных
кнопок и тумблеров) должно, как правило, совпадать с направлением
движения управляемого им объекта.
1. 8. 9. Рычаги и рукоятки, используемые в аварийных ситуациях,
должны окрашиваться в красный цвет с белыми полосками (раскраска
типа 'зебра').
1.8. 10. Кресла пилотов и пассажиров должны иметь привязную
систему, обеспечивающую надежную фиксацию и состоящую нз поясных
и плечевых ремней. Привязные ремнн и элементы крепления должны
выдерживать двадиатикратную перегрузку. Запрещается использовать
самодельные замки крепления, отличающиеся по принципу срабатыва-
ния от замков промышленного изготовления.
I, 8. 1 I. В кабине СЛА должен быть установлен указатель скорос-
ти. Рекомендуется также установить высотомер, вариометр и компас.
1. 8. 12'. Кабина должна быть пене щена медицинской аптечкой, а
i.icHi । экипажа защитными касками.
www.vokbla.spb.ru Самолёт своими руками?!
27
1.9. ТРЕБОВАНИЯ К СИЛОВЫМ
УСТАНОВКАМ СЛА
1. 9. 1. Требования к выбору двигателя.
1. 9. 1. 1. Предпочтение должно отдаваться двигателю с наиболь-
шей удельной мощностью, обладающему достаточно высоким ресурсом
и надежностью, а также в наибольшей степени удовлетворяющему ком-
поновочным требованиям СЛА.
5*
1,9. 1. 2. СЛА с нагрузкой на крыло (G /S) менее 20 кгс/м
могут быть оборудованы одноцилиндровым двигателем. При
двигатель СЛА должен содержать не менее 2 цилиндров в целях повы-
шения безопасности полета.
1. 9. 1. 3. СЛА с аэродинамическими органами управления moi yi
быть оснашены 2-двигательной силовой установкой. Эффективность cj
ганов управления при этом должна обеспечивать стабилизацию СЛА в
посадочной конфигурации при отказе одного из двигателей и работе др'/
гого на режиме максимальной тяги.
1. 9. 2. Установка двигателя на СЛА должна обеспь швать:
а) надежную и устойчивую работу двш ателя в течение установление
го ресурса во всем диапазоне предусмотренных режимов полета, 1ц я
всех допустимых перегрузках СЛА;
б) защиту двигателя от попадания в него воды (особенно на гндр^
самолетах) в количествах, приводящих к нарушению нормальной рабоп.
двигателя и механическим повреждениям его деталей;
в) эффективное демпфирование двигателя на узлах крепления его на
СЛА для снижения вибрационных нагрузок. Возможные перемещения н
амортизаторах узлов крепления не должны оказывать отрицательном,
воздействия на работу системы управления двигателем и не долиты вь
зывать изменения режимов его работы. Должна быть исключена воз-
можность появления опасных резонансных колебаний элементов коне 1-
рукции СЛА от воздействия работающих двигателей и его ai регыов;
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
28
г) допустимые температуры поверхностей двигателя, конструктив-
ных элементов двигательного отсека и соответствующие техническим
условиям гемлерату; чые условия работы агрегатов, расположенных в
зоне горячих частей двигателя. Поверхности элементов СЛА, располо-
женных вблизи струй выхлопных газов двигателей, должны быть пре-
дохранены от недопустимого нагрева.
I. 9. 4. Топливо и масло, вытекающие нз сливных, дренажных и
суфлирующих трубок, не должны загрязнять СЛА и места их стоянки.
Не допускается объединение дренажных топливных н маспяных агрега-
тов и приводов генераторов. Сливные и дренажные трубки должны быть
выведены за борт СЛА в место, исключающее возможность возникно-
вениа пожара.
1. 9. 5. Должны быть обеспечены необходимые зазоры между дета-
лями силовой установки и конструкцией СЛА с учетом перемещений
вследствие амортизации, теплового расширения и допустимых вибраций*.
1. 9. G. Между элементами силовой установки и конструкцией* СЛА
должны быть обеспечены надежные электрические контакты для. устра-
нения возможности возникновения разности потенциалов.
1. 9. 7. Воздухозаборные устройства должны устойчиво работать
во всем эксплуатационном диапазоне изменения высот н скоростей по-
лета на установившихся н неус та но вившихся режимах работы двигате-
ля, при выполнении всех допустимых эволюций СЛА.
1. 9. 8. Система управления двигателями на СЛА должна обеспе-
чивать;
а) удобное и точное установление и поддержание заданного режима
работы каждого двигателя во всем диапазоне от малого газа до мак-
сималы.эго посредством одного рычага с фиксацией положения сектора
газа;
б) удобное и надежное управление всеми двнгатепямн одновременно
и раздельно во всем диапазоне режимов. При этом одинаковым поло-
жениям рычагов управления должны соответствовать одинаковые режи—
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
29
мы работы двигателей;
в) бесступенчатое изменение тяги двигателя во всем диапазоне ре-
жимов. При этом изменение гяги (мощности) должно быть пропорци-
онально изменению хода рычага управления двигателем;
г) удобное и быстрое выключение одного или нескольких двигателей,
работающих на одном режиме, без изменения режима работы других
двигателей.
1. 9. 9. В системе управления должен быть предусмотрен фикса-
тор или упор, предотвращающий переход органов управления за поло.не-
ние "Полетный малый газ".
1. 9. Ю. В кабине органы управления силовой установки должны
быть расположены гак, чтобы они были легко доступны с рабочего мес-
та пилота (пилотов). Должна быть исключена возможность случайного
изменения положения органов управления при случайных перемещениях
экипажа.
1.9. 11. Требования к топливной системе.
1, 9, 11. 1. Топливная система СЛА должна обеспечивать:
- надежное питание двигателей топливом на всех разрешенных режи-
мах попета и работы двигателей;
- полный слив топлива и огстоя(
- выработку топлива без нарушения допустимых прадедов центровки,
- возможность контроля исправности системы на земче перед поле-
том и в полете,
- сохранение запаса топлива в исправных баках в случае поврежде-
ния одного из них;
- тонкую очистку топлива;
- контроль уровня топлива.
1. 9. 1J. 2. При заправке должна быть исключена возможность по-
падания пролитого топлива внутрь СЛА,
1.9. I J . 3. Топливные баки, трубопроводы и агрегаты. топливной
системы должны быть изолированы от горячих частей двщ ателя и вы-
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
30
члопных газов. Отсеки, в которых размешены баки, должны иметь
дренажные или вентиляционные отверстия для предупреждения скопле-
ния топлива и его паров в случае появления небольшой течи или для
ее обнаружения. Топливный бак должен располагаться таким образом,
чтобы в случае повреждения его или бензопровода топливо не попадало
на горячие части двигателя и на пилота.
1. 9. 11. 4. Во избежание повреждений топливные магистрали долж
ны иметь зазоры с элементами конструкций* оборудованием и подвиж-
ными деталями систем управления, а также должны исключать возмож-
ность контактирования стенок баков и трубопроводов с электропровод-
кой.
1. 9. 11. 5. Участки топливных магистралей, проходящие через
различные части СЛА, которые могут подвергаться относительным пе-
ремещениям, должны иметь элементы, компенсирующие упругую де-
формацию.
1. 9. 11. 6. В магистрали между баками и двигателем должен быть
установлен пожарный (перекрывиой) край, управляемый из кабины эки-
пажа.
1. 9. 11. 7. Система дренажа и наддува топливных баков должна
обеспечивать:
а) поддержание необходимого давления в баках на земле я в поле-
те на всех режимах, скоростях и высотах полета;
б) отсутствие выброса и течи топлива через дренаж на земле и в
полете.
1. 9^11. В. Материалы, из которых наготавливаются элементы
топливной (масляной) системы и топливные баки, должны быть стой-
кими к воздействию топлива (масла),
1.9, 12.' Требования к системе зажигания.
1. 9, 12. 1, Для увеличения вероятности безотказной работы сис-
темы зажигания рекомендуется дублирование системы или ее элемен-
тов (высоковольтных ивдукц^^ад^гек)
"Самолгет своими руками?!
31
зовагь бесконтактную электронную систему зажигания; однако допусти-
мо применение традиционных магнето, а также систем зажигания на
базе аккумуляторной батареи с емкостью не менее 1О а. ч.
1. 9. 12. 2. Штатный наконечник высоковольтного провода, присое-
диненный к свече, должен иметь дополнительный фиксатор (в виде пру-
жинного хомутика, например).
1. 9. 12. 3. Останов двигателя должен осуществляться замыканием
системы зажигания на массу. Для этой цели следует использовать тум-
блер с фиксацией положения. Применение кнопочных выключателей не-
допустимо. Если тумблер расположен в зоне сектора газа, он должен
быть закрыт предохранительным колпачком или скобой, исключающими
непроизвольное выключение двигателя летчиком в полете.
1. 9. 13. Для двухтактных двигателей целесообразно использование
резонансных выхлопных систем, позволяющих при обеспечении заданно-
го снижения уровня шума увеличить эффективную мощность двигателя.
В общем случае допустимо использование любых глушителей, обеспе-
чивающих уровень шума не выше 92 дБ.
1. 9. 14. Система охлаждения должна обеспечивать устойчивую ра-
боту двигателя при температуре окружающей среды от -20 до тЗО°С,
а также работу двигателя без перерыва на максимальном газе в эче-
ние 10 минут. С точки зрения эксплуатационной надежности предпоч-
тительно Использование воздушной системы охлаждения.
1.9. 15. Для контроля на приборной доске желательно иметь та-
хометр для замера оборотов двигателя и указатель темперетуры го-
ловки цилиндра (под свечой).
1. 9. 16. Силовая установка должна быть оборудована встроенной
I 1
системой запуска или пусковым ремнем. Допустимо использование
электро-иди пневмостартеров. Запуск двигателя вручную 'за винт' не
допускается.
1. 9. 17. При использовании высокооборотных двигателей согласо-
вание винта с силовой установкой может быть обеспечено редуктором.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?.
32
1. 9. 18. Требование к креплению.
1.9. 18. 1. Крепление двигателя к СЛА должно осуществляться не
юнее, чем в 1 точках через резиновые (резино-металлические) амор-
тизаторы. Обязательным является контровка резьбовых соединений креп-
ления СУ. Контровочными элементами могут быть шплинты или контро-
вочная щхюолока. 11епольэование слмоконтрящихся гаек, пружинных
инйб и т. д. в узлах крепления СУ недопустимо.
1.9. 19. Минимальный зазор между кромкой лопасти и неподвижны-
ми частями самолета должен быть не менее ПО мм.
1 . rL 20. Запрещается применение в силовых установках СЛА метал-
лических воздушных винтов непромышленного изготовления.
1. 1О. ДОПОЛ Н ЙТЕЛ b Н Н Е ТРЕБОВАНИЯ
К В И Н Т О К Р Ы Л hl М СЛА
1. IO. I. На всех режимах Полета и при эксплуатации на земле (на
плаву) должна исключаться возможность возникновения опасного сближе-
ния между вращающимися элементами винтов, а также между врешающи-
мися п неподвижными элементами конструкции.
Упоры (ограничители) лопастей должны быть расположены или должны
управляться таким образом, чтобы при выполнении маневров в нормаль-
ном полете, а также при рулении и опробовании двигателей были исклю-
чены удары лопастей об упоры.
1. Ю. 2. Допжнр быть обеспечено безопасное покидание винтокрыло-
го СЛА экипажем и пассажирами при вынужденной посадке.
1. ICf. 3. Минимально и максимально допустимые числа оборотов не-
сущего винта (винтов) должны устанавливаться с учётом обеспечения
необходимого, запаса, исключающего выход на опасные режимы.
1. Ю. -I. На винтокрылых СЛА во всем диапазоне полетных весов
должна быть обеспечена возможность выполнения:
- переходов на режим самоврещения несущих винтов во всем диапа-
www.vokb-Ia.spb.ru - Самолёт своими руками?!
33
эоне скоростей с режимов набора высоты, горизонтального попета и
моторного планирования;
- планирования на режиме самоврешения несущих винтов с выполне-
нием необходимых для посадки маневров;
- посадки иа режиме самоврешеиня несущих винтов с малыми про-
бегами.
1. 10. 5. При нарушении цепи передач мощности на несущие винты *
ие должна происходить раскрутка роторе двигателей вяитокрылых СЛА
до разрушающих оборотов.
1. 11. ДОПОЛНИТЕЛЬНЫЕ ТРЕБОВАНИЯ
К СЛА-АМФИБИЯМ
1. 11. 1. СЛА-амфибия должен иметь систему водонепроницаемых
перегородок, обеспечивающих сох ре иен ие непотопляемости при гидро-
метеоусловиях вплоть до предельных.
1. 11. 2. В коисолях крыла гидросамолета должны быть водонепро-
ницаемые отсеки или другие устройства, позволяющие сохранить ста-
тическую поперечную устойчивость на воде при потере подкрыльного
поплавка или затопления водой объемов, обеспечивающих поперечную
устойчивость.
1. 11. 3. Шарикоподшипники, тросы и ролики всех систем упревле-
ния и конструкции СЛА-амфибии должны быть изготовлены из материа-
лов, ие подвергающихся коррозии в морской воде. Должна быть обес-
печена возможность визуального контроля перечисленных выше элемен-
тов на предмет их коррозионного состояния.
1. 11. 4. Применение магниевых сплавов в силовых элементах кон-
струкции ие допускается.
1. 11. 5. Конструкции частей планере, в которые возможно попа-
дание воды, должна обеспечивать стек ее в наиболее низкие места, в
которых должен быть дренаж. В местах скопления воды в лодке и по-
плавках должны иметься сливные отверстия, закрываемые резьбовыми
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
34
пробками с устройствами, предохраняющими их от утери.
1. 11. 6. Все двери и крышки люков должны иметь уплотнения, ис-
ключающие проникновение через них воды.
1. 11. 7. Узлы и усиленные шпангоуты, под которые резрешается
подводить опоры и кильблоки, должны быть обозначены и снабжены
соответствующими надписями. Должны быть предусмотрены узлы для
подъема СЛА креном, а также рымы, гайки или ушки для обеспечения
буксировки, швартовки, установки на якорь.
1. 12. ТРЕБОВАНИЯ К ЛЕТНЫМ
ХАРАКТЕРИСТИКАМ СЛА
1. 12. 1. Скорость начала сваливания при наибольшей полет-
ной массе в посадочной конфигурации в условиях горизонтального пря-
молинейного полета не должна превышать 55 км/ч. Для самолетов с
авиационными двигателями допускается скорость сваливания до 90 км/ч.
Сваливанием считается самопроизвольное апериодическое или коле-
бательное движение самолета, развитие которого не может быть пре-
дотвращено летчиком без уменьшения угла атаки.
1. 12. 2. Тяговооруженность самолета должна быть достаточной
для набора высоты прн взлете с вертикальной скоростью не менее
1 м/с на безопасной скорости 1’ 2^С1 * где " скорость
сваливания в рессмагриваемой конфигурации (см. формулу 7. 12).
1. 12. 3. Максимальная скорость горизонтального полета должна
быть ие меиее 1, 5 .
1. 12. 4. На скорости отрыва, которая должна быть не менее
I, 1 V. , необходимо обеспечить минимальный запас угла атаки 3°
Ч е
из условия предотвращения касания земли хвостовой опорой в предпо-
ложении стояночного обжатия шасси.
1. 12. 3. На скорости приземления, которая должна быть ие ме-
нее 1, 1 VC , необходимо обеспечить миндальный запас угла атаки
2 из условия предотвращения касания земли хвостовой опорой в пред-
ivww.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
35
Положении полного обжа гид шасси.
1. I 2. 6. Тяговооружен кость самолета должна быть достаточной
„о
для захода на посадку с углом наклона траектории 3 при скорости
1 3 Vr в посадочной конфигурации.
1. 12. 7. На режимах взлета, крейсерского полета и захода на по-
садку вышеуказанные требования должны выполняться при углах атаки,
не превышающих допускаемый угол атаки , который обеспечива-,
ет запас «1° до угла атаки сваливания и Ю. . . 20% по коэффициенту
подъемной силы.
1. 12. 8. Самолету» с двумя п более двигателями на режимах взле-
та должны иметь характеристики, обеспечивающие возможность либо
безопасного прекращения взлета при отказе одного или двигателей на
этапах разбега и начального набора высоты, либо продолжение полета
по кругу для захода па лосадку.
1. 12. 9, Углы скольжения при отказе одного из двигателей не долж-
ны достигать значений, лри которых развиваются срывные явления на
крыле и вертикальном оперении.
1,13. ТРЕБОВАНИЯ К УСТОЙЧИВОСТИ И
УПРАВЛЯЕМОСТИ СВЕРХЛЕГКИХ
САМОЛЕТОВ С АЭРОДИНАМИЧЕСКИМ
УПРАВЛЕНИЕМ
1. 13. 1. Самолет должен иметь общепринятое расположение ручки
продольного и nonepeMiioro управления, педалей путевого управления и
сектора газа. Допускается боковая ручка управления и не рекоменду-
ется ручка с т -рхним расположением шарнирного узла. Не допускает-
ся применение систем управления, вызывающих необычные или обрат-
ные реакции самолета по угловой скорости и перегрузке на перемеще-
ния рычагов управления,
1. 13, 2. Во всей эксплуатационной области режимов полета в цент-
www.vokb-la.spb.ni - Самолёт своими руками?!
36
ровок запас (степень) продольной статической устойчивости с фиксиро-
ванным рулём высоты, а также запас продольной устойчивости по пе-
регрузке с фиксированными и свободными рычагами управления должны
быть не менее 1О% САХ (см. формулы (9. 25), (9. 26)).
1. 13. 3. Градиенты усилия на ручке г » должны быть в пределах
Ь пв
от -2 До -Ю кгс, а градиенты перемещения ручки Xg не менее 25мм
на единицу перегрузки (формулы (9. 44). . . (9. 49)).
1. 13. 4. На вероятных продолжительных установившихся режимах
полета усилия на ручке управления должны быть близки к нулевым.
1. 13. 5. Усилие продольного управления для приземления на по-
садке должно быть не менее 5 кгс при отклонении ручки обязательно
на себя (формулы (9. 38). . . (9. 40)).
1. 13. 6. Запас руля высоты в момент приземления на посадке дол-
жен превышать соответственно 1О% и 20% полного отклонения для са-
молетов, имеющих шасси с носовым и хвостовым колесом. Такой же
запас должен быть обеспечен при отрыве носового колеса на взлете.
1. 13. 7. Тянущие усилия на ручке управления для создания мак-
симальной эксплуатационной перегрузки должны быть не менее 7 кгс.
1. 13. 8. Допускается приемлемая по оценке летчика неустойчи -
вость спирального движения со временем удвоения отклонений более
20 с. Степень устойчивости спирального движения ограничивается ус-
ловием затухании вдвое за время, не меньшее 15 с.
1. 13. 9. Максимальные угловые скорости крана при полном откло-
нении органов поперечного управления на максимальной скорости поле-
та должны быть ие менее О, 75 рад/с, а постоянная времени движе-
ния крена не более 1 с.
1. 13. 1О- Максимальные усилия на ручке управления элеронами
должны находиться в пределах 5. . . 10 кгс (см. формулу (1О. 13)).
1. 13. 11. Не допускается обратная реакция самолета по крану на
отклонение руля направления.
1. 13. 12. Эффективность путевого и поперечного управления долж-
www.vokb-la.spb.ni - Самолёт своими руками?!
37
на быть достаточной для взлета и посадки с боковым ветром, скорость
которого равна О, 25 .
1. 13. 13. Усилия трения на рычагах продольного, поперечного и
путевого управления не должны превышать О, 75; О, 5 и 2 кгс соответ-
ственно.
1. 13. 14. Необходимо исключить возможность перекомпенсации и
тряски органов управления на всех эксплуатационных режимах полета. -
1. 13. 15. Самолет должен иметь предупреждающие признаки о при-
ближении к углам атаки сваливания, например, умеренные вибрении
конструкции и проводки упревлення, слабое покачивание с крыла на
крыло или другие аналогичное явления, которые должны появляться иа
скоростях, превышающих скорость сваливания не менее, чем на 10%.
В случае отсутствия предупреждающих приз каков сваливание не долж-
но проявляться при полностью взятой на себя ручке управления и ней-
тральном положении педалей.
1. 13. 16. Выход из сваливания должен осуществляться без сущест-
венного запаздывания отклонением ручки управления на пикирование при
нейтральных органах поперечного и путевого управления,
1. 13. 17. На углах атаки, превышающих угол атаки сваливания на
5. , . 10°, необходимо иметь возможность создания продольного момен-
та на пикирование при полностью отклоненной от себя ручке управления.
1. 13. 18. Аэродинамическая компоновка самолета должна обеспе-
*
чивать отсутствие сваливания или сваливание с опусканием носа. При
выводе из сваливания дополнительное увеличение угла крена за время
после отклонения руля высоты на пикирование до восстановления пря-
молинейного почета на докритических углах атаки не должно превы -
шать 10. . , 15°.
1. 13. 19. Выполнение штопора на СЛА любительской постройки
не допускается. Для случая непреднамеренного попадания в штопор
техника пилотировании должна основываться на стандартном методе
вывода, который состоит в отклонении педалей против штопора, ор-
www.vokb-Ia.spb.ru - Самолёт своими руками?!
38
генов поперечного управления в нейтральное положение, и через
О, 5. . . 1 вяток даче ручки управления в иапревлеиии от себя.
1. 14, ТРЕБОВАНИЯ К СОСТАВУ
ОБОРУДОВАНИЯ, ЕГО размещению И
МОНТАЖУ
1. 14. 1. Общие требовании.
1. 14. 1. 1. К оборудованию СЛА относятся приборное оборудова-
ние, служащее дли облегчения пилотировании СЛА, решении задач на-
вигации, контроля за работой двигательной установки, оборудование
радиосвязи и пг реговоров между членами экипажа и система электро-
снабжения.
1. 14. 1. 2. Пилотажное оборудование должно состоять из указате-
ля воздушной скорости, указатели высоты, указатели вертикальной
скорости.
1. 14. 1. 3. Навигационное оборудование может быть ограничено
магнитным компасом.
1. 14. 1. 4. Приборы контроля силовой установки включают указа-
тель оборотов двигатели, указатель температуры головки цилиндров
я топливом ер.
1. 14. 2. Приборная доска.
1. 14. 2. 1. Монтаж приборного оборудования должен осуществлять-
ся на приборных досках и щитках, имеющих амортизацию. Вибрации и
ударные перегрузки на приборных досках ие должны превышать норм
ТУ на приборы при всех условиях эксплуатации СЛА.
1.14.2. 2. Пилотажно-навигационные приборы и приборы контроля сило-
вой установки располагаются на приборной доске в определенном порядке.
В центральной и верхней частях приборной доски располагаются пило-
тажно-навигационные приборы, которыми приходится пользоваться на-
иболее часто. В левой части и ниже располагаются остальные приборы
www.vokb-Ia.spb.ru - Самолёт своими руками?!
39
пилотажно-иавигапиониой группы. Приборы контроля силовой установки
группирую гея в правой части приборной доски.
Приборная доска располагается впереди, на ресстоянии вытянутой
руки пилота, чуть ниже линии горизонта в горизонтальном положении
СЛА и почти вертикально, чтобы исключить световые блики на шкалах
приборов.
1. 14. 2. 3. Размещение индикаторов должно обеспечивать с ребо- *
чего места члена экипажа отсчёт показаний с требуемой точностью на
всех режимах и диапазонах. Размеры шкалы должны быть такими, что-
бы деления шкалы надежно считывались при нормальном положении пи-
лота. Величина знаков должна составлять 20-40 угловых минут.
1, 14. 2. 4. Диапазон измерительных приборов должен превышать
максимальное значение измеряемых параметров на 25-30%.
1. 14. 2. 5. Размещение бортового оборудования иа СЛА должно
обеспечить возможность выполнения регулировочных работ без его де-
монтажа.
1. 14. 2. 6. Монтаж приборов должен исключать попадание на них
воды, топлива и технических жидкостей,
1. 14. 2. 6. При монтаже бортового оборудования на открытых ле-
тательных аппаретах без кабины приборная доска для предохранения от
внешних воздействий снабжается обтекателем.
1. 14. 2. 7. Проверка реботоспособиости приборов на летательном
аппарате должна производиться без их демонтажа и снятия другого обо-
рудования,
1. 14. -3. Требования к размещению и монтажу систем и приборов
Измерения воз. ушных пареметров полета СЛА.
1. 14. 3. 1. Приемники воздушных давлений должны устанавливать-
ся в зонах неискаженных воздушных потоков.
1. 14. 3. 2. Трубопроводы между собой, с приемниками воздушных
давлений и индикаторами должны соединяться гибкими шлангами.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
40
1. 14. 4. Требования к размещению и монтажу навигационного
оборудовании.
1. 14. 4. 1. Размещение и монтаж магнит нитных компасов должно
обеспечивать удобство пользования ими в полете, доступ к их девиа-
ционным приборам.
1. 1-1. 4. 2. Показания магнитного компаса не должно изменяться
при перемещениях подвижных частей, рукояток, органов управления
СЛА, а также при включении и выключении потребителей электроэнер-
гии.
1. 14, 5. Требования к резмешеиию и монтажу системы электроснаб-
жения.
1. 14. 5, 1. При наличии отдельной системы электроснабжения ее
контакты, клеммы, детали аппаратуры и другие элементы электрообору-
дования, находящиеся под напряжением, должны быть защищены от слу-
чайного прикосновения людей к этим элементам и замыкания на другие
элементы конструкции.
1. 14. 5. 2. При прокладке жгутов следует избегать мест, где воз-
можно повреждение я перетирание э крекирующих или защитных оболочек
проводов или жгутов.
1. 14. 5. 3. Применение открытых кломмиых колодок ие допускает-
ся.
* 1. 14. 5. 4. При монтаже проводов электросети должны применяться
наконечники, обеспечивающие надежные соединения при всех условиях
эксплуатации СЛА»
www.vokb-la.spb.ni - Самолёт своими руками?!
Часть II. ОСНОВЫ АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО'
ПРОЕКТИРОВАНИЯ САМОЛЕТА
Глава 2.
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ СХЕМЫ САМОЛЕТОВ
В основу классификации аэродинамических схем самолетов положе-
но взаимное расположение несутпнх, стабилизирующих и управляющих
аэродинамических поверхностей.
В процессе зарождения и развития авиации было предложено и ис-
пытано множество различных конструктивно-аэродинамических схем са-
молетов, в том числе такие экзотические, как самолеты с полиплан-*
ным Крылом (рис. 2. 1) или несимметричные (рис. 2. 2).
К настоящему времени сформировались следующие наиболее жизн*3 -
способные аэродинамические компоновки пилотируемых летательных ап-
паратов:
1. Обычная или классическая схема самолета с хвостовым гори -
зонгальным оперением (см. гл. 5, рис. 3. 4, 5. 5, 5. 7, 5. 8, 5. 9).
2. Схема "утка', которая характеризуется расположением гори -
зоптального оперения впереди крылА (рис. 2. 3).
3. Самолеты бесхвостой схемы (без горизонтального оперения
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
42
(рис. 2. 4).
4. Схема 'тандем*, включающая два сущест-
венно разнесенных по длине фюзеляжа крыла близ-
кой плошади (см, рис. 5. 6).
5. Так называемая ' трехкрыльевая * компонов-
ка, сочетающая признаки самолетов обычной схе-
мы и 'утки', т. е. имеющая наряду с обычным
хвостовым также переднее горизонтальное опере-
ние (рис. 2. 5).
Далее рассмотрены основные аэродинамические
и некоторые эксплуатационные характеристики са-
молетов, выполненных по указанным а эре дина ми-
ческим схемам.
2. 1. ОБЫЧНАЯ СХЕМА
Классическая схема самолета с
хвостовым горизонтальным операнием
не случайно получила наибольшее рас-
пространение, Она в наибольшей степени
Рис. 2. 2.
удовлетворяет комплексу требований, предъяв-
ляемых к пилотируемым летательным алпара -
гам по устойчивости, управляемости, безопас-
ности полета н другим летио-техническим харак-
теристикам.
Основные ее достоинства:
- благодаря развитой хвостовой части фюзе-
ляжа без затруднений обеспечивавгей необходи-
Рис. 2. 1.
Рис. 2. 3.
мая продольная и путевая устойчивость и управ-
ляемость;
- сохранение безотрывного обтекания гориэон-
тального оперения в некоторой облаегя закритическнх углов атаки кры-
www.vokb-la.spb.nl Самолёт своими руками?!
43
щади и веса крыла.
ла обеспечивает достаточную продоль -
ную устойчивость, запас пикирующего мо -
мента и эффективность продольного управле-
ния на больших углах атаки;
- практически неограниченные возможнос-
ти продольной балансировки самолета с лю-
быми средствами механизации крыла, при -
меняемыми для улучшения вале тио-посадоч-
ных характеристик или для уменьшения пло-
В литературе встречается утверждение о неизбежности потери
подъемной силы при балансировке самолета с помощью хвостового го-
ризонтального оперения. В действительности, при пентровках, более
задних , чем 23. . . 27% САХ, в полете без отклонения закрыпков
обычной является ситуация, проиллюстрированная на рис. 2. 6, когда
продольная балансировка обеспечивается положительной подъемной си-
лой горизонтального оперения. Вклад последнего в суммарную подъем-
ную силу возрастает при увеличении угле атаки, но в количественном
www.vokb-Ia.spb.ni Самолёт своими руками?!
44
Рис. 2. 6.
выражении незначителен. Относительное приращение лобового сопротив-
ления значительно больше, поэтому потерн аэродинамического качества
на балансировку неизбежны.
Вывод о положительной подъемной силе горизонтального оперения
тем более обоснован, чем более задняя центровка, которая, в свою
очередь, требует увеличения плошали или плеча горизонтального опе-
рения для получения нормируемых запасов Продольной статической ус -
тойчнвости.
2.2. С X Е М А 'УТКА'
Как известно, самолет братьев Райт имел переднее горизонтальное
оперение (ПРО). Однако в последующие 60 лет резвитня авиации, не-
смотря на многие попытки, не удалось создать ни одного самолета
схемы 'утка*, который бы строился серийно и успешно эксплуатиро -
велся. Это объясняется трудностями обеспечения устойчивости и уп -
равляемости на всех режимах полета, а также компоновочными не -
достатками, указанными инже.
Интерес к схеме 'утка' обусловлен представлением об увеличении
суммарной подъемной силы при балансировке самолета с помощью но-
сового гореэоигрального оперения. В действительности, скос и тормо-
женге потока за горизонтальным оперением вызывают уменьшение
подъемной силы корневых сечений крыла и увеличение подъемной си-
лы тех частей, которые расположены за пределами размаха передне-
www.vokb-la.spb.ni - Самолёт своими руками?!
45
го оперения. Соотношение указанных эффектов определит оценку каждой
конкретной компоновки самолета. Расчетом задача аэродинамического
проектирования схемы 'утка* не решается,
Не останавливаясь на последних достижениях в этой области, кото-
рые по ряду причин не могут быть использованы самодеятельными кон-
структорами, отметим далее следующие основные неблагоприятные осо-
бенности самолетов с передним горизонтальным оперением:
- неизбежный неодновременный срыв потока на крыле н горизонте ль-
ном опереннн в реальных динамических условиях полета создает опас -
ность либо резкого самопроизвольного опускания носа, что неприемлемо
на посадке, либо неуправляемого движения на кабрирование с выходом
на режим глубокого срыва;
- эффективность переднего горизонтального оперения обычно недоста-
точна для балансировки самолета с отклоненными закрылками ввиду зна-
чительно более передних, чем у самолетов обычной схемы, центровок
и, соответственно, большего плеча дополнительной подъемной силы до
центра тяжести;
- относительно малое плечо вертикального оперения самолета вызы-
вает затруднения в обеспечении достаточной путевой устойчивости, осо-
бенно иа больших углах атаки;
- сильное влияние режима работы двигателя на продольную баланси-
ровку в случае самолетов с тянущим винтом.
Популярные в настоящее время за рубежом легкие самолеты скемы
'утка* любительской постройки в большей или меньшей степени облада-
ют указанными недостатками, ослабить которые до приемлемого уров-
ня удается путем тщательной обработки компоновок в аэродинамичес -
ких трубах. Решающее значение имеет удачный выбор профиля ПГО.
В некоторых случаях применение схемы с передним горизонтальным
оперением продиктовано компоновочными преимуществами и рациональ-
но для неманевренных самолетов. Примером является известный самолет
ВоЯд кер* Рутана, совершивший беспосадочный кругосветный перелет,
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
46
а также некоторые зарубежные административные самолеты на 6. . . 10
пассажиров. .
В целом, необходимо отметить, что в известной литературе не со-
держится достаточно полных сведений для аэродинамического проекти-
рования легких самолетов схемы 'утка' о крылом н ПГО большого удли-
нения. Поэтому, учитывая первостепенность требований безопасности
полетов, нельзя рекомендовать эту схему конструкторам-любителям.
Параллельно со схемой "утка* целесообразно проанализировать ком-
поновку самолета, имеющего кек носовое, так и хвостовое горизон-
тальное оперение. Эффект такой комбинации заключается в возможнос-
ти существенно положительного влияния даже небольшого переднего
оперения с относительной площадью
S »°, 01
лго
на обтекание корневой
части крыла в месте стыка с фюзеляжем при околокритнческих углах
атаки.
Благоприятная интерференция реализуется в ограниченном диапазона
углов 9^Г(> установки ПГО относительно хорды крыла, причем наивы-
годнейшие с точки зрения повышения несущих свойств углы могут быть
нулевыми или отрицательными. Развитое хвостовое горизонтальное
оперение позволяет сбалансировать самолет при любом оптимальном у г-
2. 3. САМОЛЕТЫ БЕСХВОСТОЙ СХЕМЫ
Идеальный в аэродинамическом отношении легкий самолет 'летаю-
щее крыло' не удается реализовать ввиду невозможности вписать в
контуры крыла кабину пилоте. Если не рассматривать дельтапланы и
мотодельтапланы, t последние годы компоновки без горизонтального
оперения встречаются на отдельных планерах и могопланерах с относи-
тельно невысокими аэродинамическими и летными характеристиками.
Такие летательные аппараты допускают только применение так называ-
_ 1 h I I о
емь’Х S -образных профилей крыла с невысокими несущими свойства-
_ т
мн Органы продольного управления на задней кромке крыла имеют
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
47
незначительное плечо относительно центра тяжести и для балансировки
на больших углаха атаки отклоняются вверх, что дополнительно умень-
шает подъемную силу. Использование механизации крыла на самолетах
бесхвостой схемы исключается, поэтому максимальные реализуемые
коэффициенты подъемной силы практически вдвое меньше, чем достига-
емые в компоновках с хвостовым горизонтальным оперением. Малое
плечо вертикального оперения вызывает неизбежные трудности обеспе-
чения боковой устойчивости. Тем не менее отсутствие горизонтально-
го оперения и хвостовой балки упрощает конструкцию. Что касается
веса конструкции бесхвостых самолетов, то выигрыш снижается необ-
ходимостью применения пониженной удельной нагрузки на крыло (это
вынуждает завышать плошадь и, следовательно, вес крыла).
2. 4. СХЕМА 'ТАНДЕМ'
Система двух крыльев близкой площади и удлинения, существенно
разнесенных по длине 4*оэеляжа, была популярна не самолетах любитель-
ской постройки в ЗО-а годы. Хотя в настоящее время она исследова-
на в значительно меньшей степени, чем другие компоновки, имеется
некоторая информации для формулирования ее преимуществ и недостат-
ков. Она представляет интерес для самодеятельного авиаконструирова-
ния, поскольку в этой области требования безопасности полетов несрав-
ненно важнее, чем получение высоких летных характеристик. Тандем-
ная несущая система имеет благоприятные для безопасности полетов
аэродинамические характеристики на больших, в том числе эакритичет-
ких, углах атаки. Безотрывное обтекание заднего крыла в поле ско-
сов переднего плана после срыве потока на последнем обеспечивает со-
хранение подьамиой силы с нарастанием продольного момента на пики-
рование. Поэтому при потере скорости самолет не сваливается в што-
пор, а переходит в устойчивое парашютирование.
Органы продольного управления на переднем крыле способствуют
повышению несущих свойств самолета на взлетно-посадочных режимах.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
48
Элероны целесообразно устанавливать на заднее крыло.
С другой стороны, самолеты тандемной схемы имеют значительно
более низкие, чем самолеты с обычным горизонтальным оперением,
аэродинамические характеристики - максимальный коэффициент подъем-
ной силы и аэродинамическое качество. Это объясняется н е в о з -
можностью полного использования несущих свойств заднего крыла, рас-
положенного в поле скосов переднего крыла с отрицательным углом ус-
тановки относительно последнего. Указанный недостаток делает неконсу-
рентоспособной такую несущую систему в 'большой' авиации.
Однако в настоящее время в литературе рассматривается как перспек-
тивный вариант тандемной несущей системы так называемое сочленен *
иое крыло, показанное на рис. 2. 7.
Ойо образовано замкнутой пространственной
Конструкцией, включающей переднее крыло с / //
положительными углами стреловидности и по- j /
перечного ‘ V * и заднее крыло с отрицатель- \\ /
ными значениями указанных углов. Схема
мало исследована. Рис. 2. 7.
В заключение необходимо отметить, что
самолеты классической схемы, б передним горизонтальным оперением
и бесхвостые, могут быть построены с бипланным крылом. Схема би-
плана для легких самолетов самодеятельной постройки в настоящее
время остается популярной и вполне рациональной благодаря сочетанию
компактности, жесткости и малого веса конструкции с достаточно хо-
рошими аэродинамическими качествами.
www.vokbla.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Глава 3. ВЫБОР ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ
СВЕРХЛЕГКОГО САМОЛЕТА
Для нескоростных легких самолетов классической схемы в нестоящее
время сформулированы конкретные количественные рекомендеции, выпил
нение которых практически гарантирует удовлетворительные аэродинами-
ческие и петные характеристики, а также достаточную устойчивость и
управляемость без проведения сложных проектировочных расчётов.
3. 1. ВЗЛЕТНЫЙ ВЕС И МОЩНОСТЬ
ДВИГАТЕЛЯ
Самодеятельные конструкторы обычно проектируют свои самолеты
под имеющиеся в их распоряжении мотоциклетные, лодочные и т. и.
двигатели, номенклатура которых характеризуется большим разнообра-
зием, Статистика самолетов, представленных на смотры-конкурсы
СЛА-85 и -87, выявляет следующее соотношение для оценки взлетно-
го веса в первом приближении,
%. + ( з. D
где С'цн ~ вес Целевой нагрузки, включающей пилота, топливо, по-
лезную нагрузку;
- вес силовой установки.
При этом для сверхлегких самолетов с гибким крылом и "схемати-
ческим* фюзеляжем надо ориентироваться на нижний предел диапазона,
задаваемого в формуле (3.1), а для Традиционных конструкций -
на верхний.
Мощность двигателя должно удовлетворять условию
N/G. > 0,1 л.с/кге (з. >)
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
50
с непременным условием подбора винта, создающего не Менее 2, 5кгс
тяги на одну л. с.
3. 2. ПЛОЩАДЬ, УДЛИНЕНИЕ И СУЖЕНИЕ
КРЫЛА
Площадь крыла определяется по заданной скорости сваливания, кото-
рую в общих технических требованиях для сверхлегких самолетов опре-
деляют равной 55 км/ч, исходя из необходимости обеспечения безо -
пасности при вынужденной посадке с отказавшим двигателем. Для более
тяжелых самолетов с авиационными двигателями допускается скорость
сваливания не более 90 км/ч.
Необходимая плошадь крыла
2
S= 207S /C Vj , 0.3)
где подставляется в км/ч. При Vcg =55 км/ч
$ = 0,0696 > mZ (Э-4>
ул max
Максимальный коэффициент подъемной сипы Си можно принять
Ца ma*
ревным 1, 1 для гибкого крыла, 1, 3. . . 1, 4 для ирыла с хорошо на-
сушим профилем типа PH, Р1Н и 1, 8. . . 2, 2 для крыле с закрылком,
отклоненным на ***30°, в зависимости от относительного размаха
в диапазоне О, 5.. . 1.
Удлинение крыла Л ®»t /$ для сверхлегких самолетов со свободно-
несушим и расчалочным крылом цепесообразна выбирать в пределах
5. , . 7, в случае подкосного крыла удлинение может быть увели-
чено до 8-9. При меньших удлинениях резко уменьшается аэродина-
мическое качество, а при больших Л затрудняется обеспеченна проч-
ности и жесткости конструкции, растет ее вес.
Большинство самолетов самодеятельной постройки имеют прямоуголь-
ное крыло без сужения, наиболее простое для изготовления, В то же
время оно оказывается вполне рациональным по своим аэродинамичес-
www.vokb-la.spb.ni - Самолёт своими руками?!
51
кнм свойствам с точки зрения обеспечения безопасности полета на боль -
шик углах атаки. У такого крыла срыв потока начинается в корневых
сечениях и сопровождается нарастанием пикирующего момента горизон-
тального операния, который препятствует дальнейшему увеличению уг-
ла атаки. При этом сохраняется безотрывное обтекание концов крыла,
благодаря чему не теряется эффективность элеронов и уменьшается опас
ность резкого сваливания на крыло.
С этой точки зрения крайне нежелательно применение крыльев с
сужением ^>2 я, особенно, с положительной стреловидностью, пре-
о
вышаюшей 15. . . 20 . Для предотвращения концевого срыва такое кры-
ло должно быть выполнено с определенным законом отрицательной крут-
ки по раэмаку, что затруднив! его проектирование и изготовление са-
модеятельным конструктором.
Крыло должно иметь относительно оси фюзеляжа некоторый устано-
вочный угол, зависящий от типа профиля, с целью получения минималь-
ного лобового сопротивления на расчётном режиме полета.
Для обеспечения боковой (поперечной) устойчивости необходим угол
поперечного * V * 2. , . 3°. Исключение из этого правила допустимо
только для высокопланов с крылом, установленным на фюзеляже
3. 3. ГОРИЗОНТАЛЬНОЕ ОПЕРЕНИЕ И
РУЛЬ ВЫСОТЫ
С налью обеспечения эффективности горизонтального операния реко-
мендуются следующие значения его геометрических параметров:
1. Удлинение Яг ж 4, . , 4, 5, сужение не более 2.
2. Про;|1иль - симметричный, возможно применение спрофилиро-
ванного оперения. В случае применения несимметричного профиля он
должен устанавливаться в перевернутом положении.
3. Относительная толщина профиля С - О, Oft . . О, 1.
4. Коэффициент статического момента площади горизонтального
www.vokb-la.spb.ni - Самолёт своими руками?!
52
оперения * Ч L
ЛГ0 “ % го
где относительное плечо
/5 L 3 О, 45. . . О, 5.
А
в долях средней аэродинамической хор-
ды (САХ), отсчитываемое от точки 25% САХ, может назначаться в
пределах 2. . . 3, исходя из субъективных эстетических критериев.
3. Угол установки стабилизатора относительно хорды крыла ®-3?
6. По высоте горизонтальное оперение должно располагаться в струе
винта и возможно ниже, эт’ способствует сохранению его эффективнос-
ти на больших углах атаки. Высоко расположенное на киле, в частнос-
ти, Т-образное оперение может попадать в эону срывного течения за
крылом.
7. Плошадь руля высоты может составлять 30. . . 50% площади
стабилизатора.
6. Рекомендуется минимальная (конструктивная) осевая компенса-
ция руля высоты и диапазон его отклонений от -30° до +20°.
9. Нецелесообразно применение цепьноповороткого управляемого
стабилизатора по прнчиие невозможности обеспечения (без особых ме-
роприятий) продольной статической устойчивости в полете с освобож-
денной ручкой продольного управления, а также рекомендуемых гради-
ентов усилий по перегрузке.
3. 4. ЦЕНТРОВКА
Результаты летиых испытаний сверхлегких самолетов на смотрах-
хонкурсах и проведенные расчётные оценки показывают, что удовлет-
ворительные характеристики продольной устойчивости и управляемости
на всех «режимах надежно обеспечиваются в диапазоне Дент р о в о к
20. . . 30% САХ при выполнении сформулированных в предыдущем раз-
деле рекомендаций к геометрическим параметрам горизонтального опе-
рения и руля высоты. Если центровка более задняя, семолет стано-
вится излишне чувствительным и ’строгим’ в управлении. При более
передних центровках появляется опасность недостаточной э<4фективнос-
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ти Продольного управления для балансировки самолета на взлетно-поса-
дочных режимах в условиях влияния близости земли.
3. 5. ВЕРТИКАЛЬНОЕ ОПЕРЕНИЕ, РУЛЬ
НАПРАВЛЕНИЯ И ЭЛЕРОНЫ
Наиболее благоприятной формой вертихального оперения является
трапециевидная с сужением не более 2. Большее сужение не рекомен-
дуется, поскольку оно приводит к раннему срыву потока и потере флю-
герной устойчивости уже на умеренных углах скольжения. Нежелатель-
на затенение вертикального операция фюзеляжем, мотогондолами и дру
гимн частями ЛА.
Для двухкилдвого оперения наиболее выгодна схема расположения
вертикального оперения по хонцам горизонтального. С целью улучше-
ния путевой устойчивости и управляемости следует вертикальное опере-
ние располагать в зоне наибольшей обдувки струей винта.
При эскизном проектировании параметры вертикального операция мо-
гут быть определены по статистическим данным, взятым для самоле-
тов, схема, компоновка и удельная нагрузка на крыло которых близ-
ки к параметрам нового самолета. При отсутствии статистических
данных площадь и плечо вертихального операция можно выбрать из ус-
ловий - О. 08. . . О, 105; В_ ~ «О, 04. . . 0,06
□ 60 S ' 1г
Удлинение однокйлевого оперения рекомендуется принимать не менее
1, 5, Относительная хорда руля направления обычно постоянна по вы-
соте, а плошадь рекомендуется принимать яз условия 5И / S g д *
О, 4. , , О, 55, Необходимо учитывать, что чрезмерно малая площадь
руля направления ухудшает путевую управляемость. Чрезмерно боль-
шая площадь руля текже нежелательна, г. к. ухудшает флюгерную ус-
тойчивость ЛА с освобожденными педалями и делает управление слиш-
ком чувствительным. С целью обеспечения необходимых усилий на пе-
далях возможно применение осевой компенсации не более 15% или ро~
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
54
говой компенсации 5. . . 6%. Толщину профиля рекомендуется брать в
пределах 6. . . в%, максимальные углы отклонения руля -35° при кон-
структивной компенсации и -30° при большей осевой компенсации. Воз-
можно применение непро филированного вертикального операния.
Для обеспечения поперечной управляемости рекомендуются следую-
щие параметры элеронов: относительный размах не менее 50%, а от-
носительная хорда 20. . . 25%, которую желательно выдерживать посто-
янной по размаху. Максимальные углы отклонения элеронов - не более
+ о
-25 . Предпочтительна небольшая осевая компенсация-20%. Испольэо-
венне интерцепторов и гошнрования крыльев для поперечного управле-
ния не рекомендуется.
Зависимости между углом отклонения руля направления и ходом пе-
далей, а также между углом отклонении элеронов и ходом ручки долж-
ны быть линейными или близкими к ним. Трение в системе управления
должно быть сведено к минимально возможному. Ход педалей для от-
клонения руля направления иа максимальный угол должен быть не ме-
нее 130 мм от нейтрали. Аналогично ход ручки при отклонении эле-
ронов на максимальный угол должен быть не менее 150 мм.
3. 6. НОМОГРАММЫ ДЛЯ ОПРЕДЕЛЕНИЯ
ПАРАМЕТРОВ ЛЕГКОГО САМОЛЕТА ПО
ЗАДАННЫМ ЛЕТИ О-Т ЕХНИЧЕСКИМ
характеристикам
Поставленная задача может быть решена с помощью номограмм
(рис, 3. 1.).
«
Исходными данными для расчёта являются тип летательного аппа-
рата, вид используемой механизации крыла, скорость сваливания
и скороподъемность, •
ПОРЯДОК ПОЛЬЗОВАНИЯ HQVОГРАММАМИ
1. Задавая скорость сваливания ( ) и максимальное аэродина-
мическое качество К (соответствующее выбранному типу ЛА) (ном. 1),
www.vokb-Ia.spb.ru Самолёт своими руками?!
55 ---------
учитывая уровень механизации крыла (ном. 2) и требуемую скоро-
подъемность V (ном. 3) по номограмме 4 определить взлетный
У
вес первого приближения для выбранной мощности Н двигателя.
2. Для полученного взлетного веса с учётом Vc^ (ном. 5) опре-
делить площадь крыла S (ном, 6) и его размах t (ном. 7), соот
ветствуюший выбранному удлинению Л
А*
3. Уточнение взлетного веса (у самолета производится на осно-
ве суммирования весов отдельных его агрегатов, определяемых по
данным рис. 3. 2. , к полезной нагрузки: (J-
Результаты расчёта рекомендуется представить в виде таблицы 3. 1
Весовая сводка,
Таблица 3.1,
№ п/п Наименование Обозначение Вес, кГс
1. Крыло
2. фюзеляж
3. Шассн С’ш
4. Оперение &0П
Б. Управление G упр
6. Пилот ^ПИЛ
7. Топливо
8. Оборудование G оЗ
9. Парашют Сп
10. Силовая установка & СУ
аИОВКв v
4. Сравнить Q и (г , Если разность значений не превышает
*
О» ОБ 0- , то выбранные параметры крыла можно использовать 1
♦
поверочном аэродинамическом расчёте и принять (г в расчёте
летно-технических характеристик, В противном случае для u «П
PJA
по Номограммам 5-7 уточнить параметры крыла н повторить цикл
расчёта, начиная с п. 2.
www.vokb-Ia.spb.ru Самолёт своими руками?!
56
wvJw!vbkb hJ.'spi.hi - Самолёт своими руками?!
57
— *Зг/м/ЛЛ >> !
КГС J0 а.яь
SO и“ХГ uJpL
SO дР Ур & я
1 ’
40 //
УГ/
О л
Lt L
- -- -
fOOOO
f. Фюзеляж-моно-
кок из стекло ~
пластика
г фюзеляж с три-
&ициснне/м си-
лобьт набором „
з. Шасси р носовой
спорой „
4. Оаематиоескии
рюзеляж
5. Шар си с а£осто
ори опорой
6. Оперение
200 300 400 ооо
Наименование Sec, кЛс
/7илот 70
Ларашннп/МЛ-4б S,7
^Одр^ОоРание О .
7?пли$а fO^rZO
приведено ориентире -
косное значение Seca
Тип OSueant. Охлажден л&е Gty* rfCS
/7puSem-22 жидкосн 22 24
/7риОет-22 SocfyusH. 22 22
Риаорз- 25 жиРкост. 25 25
Puapi-25 Ооз&ушн. 25 22
Snaps-50 киЗксспг. 30 26
Snaps -30 £оз$ригн 30 24
/>МЗ -540 ОазОригн. 35 35
Рис. 3 2
www.vokbla.spb.ru - Самолёт своими руками?!
58
Исходные данные:
ПРИМЕР РАСЧЁТА
тип летательного аппарата - сверхлегкий одноместный самолет: К в 6;
Л =7; механизация - отсутствует; шасси - трехточечное с хвосто-
вой опорой; Vcg - 55 км/ч; - 1, 5 м/с; двигатель М • 20 л. с
1. По ном. 1-4 определяем G». - 180 кГс.
с „ 2
2, Для ISO кГс по ном. 5-7 получаем S « 10, 2 м }
Ь ~ 8, 4 м.
Г
3. Составляем весовую сводку по таблице 3. !• / Таблица 3. 1
п/п । Наименование i . . . . . . Обозначение Вес, кгс.
1. Крыло (г кр 26
2. Фюзеляж О' — v ф 15
3. Шасси 12
4. Оперение 9
5. Управление б'упр 5
6. Пилот ^ПИЛ 75
7. Топливо 10
8. Оборудование &с5 5
9. Парашют &п 0
10. Силовая установка G"cy 24
G-n — 161 кгс
а *
дО = 161- 160= 1 кГс &G-/G* = 0.0055 .
K=t
4. Сравниваем И
Поскольку разность менее 5%, полученные параметры можно при-
нять исходными для поверочного аэродинамического расчёта:
* 2
(г “181 кгс; Ь - 8, 4 м; S ~ 10, 2 м .
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
59
3. 7. СТАТИСТИЧЕСКИЕ МАТЕРИАЛЫ ПО
ЗАРУБЕЖНЫМ СВЕРХЛЕГКИМ
ЛЕТАТЕЛЬНЫМ АППАРАТАМ И ЛЕГКИМ
ОДНОМОТОРНЫМ САМОЛЁТАМ
Таблица 3. 2, Сверхлегкие летательные аппараты.
1М - одноместный СЛА; 2-М - 2-местный СЛА; МД ~ мотодельтаплан.
Название i Страна Гол КГс P . !x л i N’ t, M AT, л.с V* KTCfiA кгс/л£ I IpilMC 'mine
Aezocazt45/5 /832 228 /8 /0,8 43,5 /8 8,77 f-M
Sizoooo и pp 248 /3,8 /0,2 23+43 /7,75 /0,65 78,/4 4-64
pZ# РХ-2000 il /082 260 /2,8 0, 4 83 20,63 4,0
Cafrez Zo//i2 —-П /082 230 /2 /2,8 22 /О,/7 /0,45
£cfaiz VI li-— /084 \зоо 20 /0,8 80 /6 6 2-/4 М2
Cos/nos J/zaystoz /884 /35 /6 /О,/ 28 7Z,fO 7,8 4-61 М2
Czoses AizpOurm /083 320 /8 8,2 40 /6,84 8 7-M
Lot ecoze 226 —J(— /083 280 f/,8 4/88 8,3 24 /8,73 /0,42 1-M I J
ёрз/Ро/г II /084 384 2/, 2 // 48 /8,88 8,2 2~M MD
£aA& /2 .—[1— 2984 2Г /2,8 8,8 26 /6,4 6t 1 1-M
AezoPit —11— /484 358 /8,2 8,08 48 23,36 7,7 2-M\
Pon do г /088 338 20 70 40 /6,78 8,33 2~M\ М3) ’
i Safazi • H /484 200 /7,6 /О /8 //,36 //,/ 4-M . MD !
Sofazi zoGT ~| /884 ЗОО /7,8 /О 42 /7,03 7,44
: Pzoses £A£-3 И /86/ 220 /6,02 7,8 /0,6 /3,73 ff,3\
Я/-02 . fl /080 820 /7,72 8,2 66 27,35 3 2~m ?
Pottiez/MOS И f084 328 7,2 5,85 40 45,/4 8,/25 /-Л/j
f Z/F5 1 —1 /882 //О /4,f6 /6,/6 20 7,77 5, 5 1-61'
^hman/i —. — л — |/У^ t w 4/7 L myw.yofc /7,2 b4ihspb4 /3,4 “н~-е«г 4О [OJ1C1 Lt»l 24,24 Я1МИ 'ny /0,43 PM
60
Продолжение таблицы 3. 2
7 \ 2 \ 3 T~rr '< 6 7 1 8 1 9 1 70
ft i£ize&,zd * fzicx ФРГ |/y/j 170 \l7,6 I ! 77,6 20 1 f \3,77 8,0 1-M MJ9
i H-JS —If— /.W \Z4o \l2,6 r fO \гз \/9,2 3,67 1-74
\/7c>wa t h ezm i Mr/an и Ж7 200 \/2,6 /0,9 24 \/3,87 8,33 1-M
Scftetfez ; ioltoa U ж 340 iz#- 77,2 40 \22,86 l8,0 2-74
1 M/iase£/ n w/ zee /6,2 9,9 22 72,3 0 7 1-M M3>
r Voctoz YL/AA —fl— 1934 2/3 14,3 70,7 29 73,03 8,27 1-M
/yadftndez —"— \/984\ /те 77,3 8,67 27 74,06 6,3 1-M MT)
Skezpa —и— 7982 330 70,7 70,0 40 2f 8,23 2-M
Size co о —JI— /933 zee 14,1 70, / Sf 77,73 7,74 7~M
1 OlZOCCO i Oipeaco —и 7033 390 20 9,33 92 79,9 7,3 2-M\
I focfoz L 627SA —11— /983 240 74,3 /0,9 38 78,8 6,67 7-/7 f
j Afac/i 07 \^Рранц. 7984 202 73,3 9,2 30 /8,99 8,73 1-M
Д^у/За/л j fl , Г" 400 20 /7,89 2*25 20 8 2-M,
। Tkdnztaz J /986 393 70 9,2 40 23» 3 9,9
j Jzf 31 _z? и 1986 4/0 77,2 9,3 02 23,8 7» 9 £-л/(
I ULACX-700 1 —Il— 7237 360 70,7 20,9 33 23,8 6,79 2-M .
I LAr£~220 | — II— 1981 238 77,9 8,03 24 27,68 7O,76\ 1-M.
\8agfe 273-8 7984 242 70,2 70,7 39 70,9 6,97 1-M f
' Sagfe XL j —>1—1 7933 23f /3,4 70,7 J i 20 74,7 71,6 1~m\
ULAC Я-99 'рбойщЬ 7933 300 73,7 70,4 40 27,89 7,0 2~m ;
Mi fan Aftfi ФРГ /983 ZOO 12,б\ 70,9 29 /3,87 8 f-м;
/ал /^fy ' Ч&йцрр 7934 373 77,0 /7,7 37 27,43 7,33 2-M '
fzee Fttf/it ' УктрОЛ^ОбО 299 72,3 1 I 7,92 30 L 23,03 9,83 r i 1-M ,
£U£0 UJ > \6стриЯ^976 220 WWWATJ /7 Rb-la.sirtJ 9,8 Ttr-Ca молё1 I 72,9 | ВПИМИ 6,42\ укямм4' 1-M м2) ’ ]
61
J
Таблица 3.3. Одномоторные самолеты.
Название С грана Год <?« кгс S 1 м Я л. с. fo-/S„ кгс/м" V* кг<- /л,с
400/120 Франция 1 972 900 13, 6 8, 72 1 1 2 G6, 2 8, 04
Robin R 100/14 I1 »8О 1030 14,47 9, 81 1 3 1 72, 2 7, 82
твю 1 970 1 150 11,8 9, 76 180 97, 5 О, 39i J
ФЯ 400/ 160 r 1980 1050 14, 2 8, 72 1 80 74, 2 5.84;
SOCATA R 235 1973 1 200 12, 3 9, 71 235 83,21 <г-|
МАС 1 ФРГ 1984 1 2 25 15.70 1 1,99 1 80 78 о, 81
АегоЬоего 160 Арген- тина 15)83 844 17.5Г. 1О, 9 180 51,2 1, 7
Р66С Италия 1976 090 13, 1 9, 9 1 60 73, 9 6.2;
FA 200 Япония 1982 1OGO 14, 0 9, 4'2 180 75,7
ОН 400 Канада 1081 1 170 15, 2 9, 2 180 77 в. s f
I IAR-32J к Румы- ния 1970 1 5 00 1 5 1 О 290 77,9 4, 67
] Piper I Warrior И США 1964 1 1 Ю 15, 8 10,67 160 70, 6 * , 94'
Archer И •* — 1978 1 160 15, 8 1О, 7 180 73, 2 6, 42 "
Arrow 5 1978 1 3 65 15, 8 7, 54 235 85, 9 5, 8
' РА-26-56 г 1974 1321 1 5,79 JO, 8 200 83,29 6, 6 1
I В36ТС г 1979 1753 17,47 1 1,53 300 IOO, 1 5, 84 |
, А~36 г 1 983 1 661 16, 8 8, 36 300 )8, 6 Г Г., 1 . «)2
Ра-32- 301 г 1979 1640 16,56 11,02 300 »8, 6 5, 15 '
Г - ЗЗА г J967 154 8 16, 8 8, 13 28 72, 6 5, 42 ’
Wren. 4S0 г 1964 1 655 1 6, 3 10, 92 230 77, 9 7, 17|
1 Mooney 201 * 1976 12 44 13,94 11,0 200 7Ц 5 0,22 |
j Mooney з(м м 1950 1814 16,56 1 1,02 3GO ЕЮ, 2 5, Об'
! Cessna 165 V 1 961 1497 16,16 11, 02 300 99, J 5,0 j
| Cessna 172 19 67 —WWW 1043 vokb-la. 10, 16 BbrFH—1 11,02 "ямодёт. 1 4 5 ДВОИМИ- 1, 1 jyiMIMH? 7, 2 1
62
Т а б л it и а 3, 4. Учебно-тренировочные самолеты.
Нллн in ио Орана Год кгс 2 СП to t M N n.c ₽p/s кгс/ме V* КГС/Л.С
Aeroteca- 132 Ъразилия 1 981 1ыю 1 3, 77 fl, 0 1(10 G2, 4 5, 3
А - Г223 * 1973 840 13, 5 8, 5 160 G 1, 2 <i,3
Т-23 tr fwt 1962 8 40 13. 43 8. 7 1 50 G4, О 74
Т-2$ ** Л 1963 1600 17» 0 1 1 290 94, 0 5, 5 1
Cherokee Аргентина 1978 1315 15, 79 1О» 67 260 83, 2 5r 06
Воликобр, 1977 1250 1 1, 71 7/92 265 1 08 1, 71
SA-5- 120 M Buldo$ " V 19 СП 1OGG — IO, OG 200 ЧИ* 5, 33
T-67T * 1981 818 12, 63 1 Ot 39 117 64, 7 7, 0
T- 67M if 1983 884 12, 63 IO, 59 163 70 5, 45
SAX - f tf 1077 747 11, 15 9, 36 120 67 6» 24
HAL HPT-32 11ндия 1981 1 200 1 5, 01 9, 05 265 70, 6 4, 5t
ST - 220 Пндон^яии 1982 8 10 9, 86 8, 01 153 85, 2 гл * Cl
Sf. 260 i 1 талия 19G6 1 1G2 IO, 1 8, 35 2 60 11, 5 4t 18
ЭНЙ G-f Канада 1982 G8O 19. 3 i 097 93 35, I 7, 3
PZL - 130 Поныла 1981 1500 12, з 8, 43 с?! 122 4, 61
PZL- 110 я 1976 770 1 2j 6 9, 74 125 60, 4 6, 06
M-26 1985 1160 14» C 8, 0 209 82, 8 01 ! 1т 1 Cl *
ISA IAR -823 Румыния 1981 1 190 15, C 10, 0 295 79, 5 4, 04
ISA I AR-631 — **— 1983 1200 11,2 10, 0 214 108 5, 6
TO COIN США 1981 1543 15, 5 9, 75 289 99,4 5, 32
PA-33- 112 № 1981 757 J 1 1.53 10, 3G | 1 12 65,1 6, 76
www.vokb-la.spb.ru Самолёт своими руками?!
Чисть III. РАСЧЕТ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ
И ЛЕТНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК
Всякое тело, двигаясь в воздухе, испытывает с его стороны иоз-
ической силы, которую можно выразить
действие в виде
мулой " С
«л5
где Св - безразмерный коэффициент; О - плотность воздуха;
Ra Г
V - скорость тела относительно воздушной среды; ££ - скоростной
напор; S -* некоторая характерная площадь тела.
При малых скоростях полета ( V< 1<Ю м/с) коэффициент С* опре-
** А
деляется только ориентацией тела относительно логика воздуха (угла-
ми атаки и скольжения) ч числом Рейнольдса, учитывающим вязкость
воздуха Re e V 6 / f
где 6 - характерный линейный размер тела; - кинематический
коэффициент визкосги, Полная аэродинамическая сила раскладывается
на подъемную силу Ул t направленную перпендикулярно вектору гко-
рости набегающего потока и силу лобового -сопротивления Хд (см,
рисунок).
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
64
Подъемная сила и лобовое сопротивление определяются как
y«-4?S’ Ха=С*а^8-
^лесь S - площадь крыла в плане; коэффициенты С , Си > соог-
*а ’я
fv-'гстленно, называются коэффициентами лобового сопротивления и
подъемной силы.
Отношение величии! f подъемной силы к величине лобового сопротив-
. Уд Су# к-
If'HHR (или ИХ коэффициентов) -СТ- Я р -- .
Аа с*а
>|лзывается аэродинамическим качеством (К).
В случае полегл со скольжением появляется проекция результиру-
ющей силы ие ось 0%л , перпендикулярную плоскости, проходящей
через оси СХХд , i эта сила носит название боковой аэродина-
мической силы, обозначается Z^ и вычисляется по формуле
e ^Za S' $ '
где С“ коэффициент боковой аэродинамической силы.
Важным показателем, характеризующим маневренные свойства ле-
тательного аппарата, ивляется перегрузка, определяемая как отноше-
ние суммы векторов аэродинамической силы я силы тяги силовой уста-
новки к весу. Проекции вектора перегрузки на оси координат Оц ,
Л qO
0Za обозначаются как ‘П_ , Ц , П- и носят названия тангении-
хо *а
альиой, нормальной к боковой перегрузок.
Движение летательного аппарате в пространстве можно р асе ма гри-
ва гь как поступательное перемещение его центра масс и вращательное
относительно центра масс. Поскольку в общем случае вектор аэроди-
намической силы не проходит через центр масс, возникает аэродина-
мический момент. Вектор момента может быть разложен на составля-
ющие, совпадающие по направлению со связанными с летательным ап-
паратом осями координат (см рисунок).
ма .М2
Здесь М х
проекции вектора момента на оси
ОХ , ОУ , 0Z । называемые соответственно аэродинамическими мо-
ментами крена, рыскания и тангажа, и определяемые как
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
65
My= гпиЧ'51:
Мх-тгя5Ья.
где t - размах крыла; бд - средняя аэродинамическая хорда крыла.
Коэффициенты соответственно называются коэффи-
циентами момента крена, рыскания и тангажа.
Движение летательного аппарата в пространстве осуществляется под
действием аэродинамических сил, силы тяжести, а также тяги силовой
установки. Для выдерживания нужной траектории аппарат должен надеж-
но и без затруднений управляться летчиком и быть устойчивым к дей-
ствию различных внешних возмущений. Способность летательного ап-
парата возвращаться к исходному режиму полета после прекращения
действия возмущений без вмешательства летчика характеризует устой-
чивость, а свойство изменять параметры греектории в соответствии с
действиями летчика - управляемость. Существуют определенные требо-
вания к характеристикам устойчивости и упревляемостн. Обеспечение
этих требований - важнейшая задача проектирования любого типа ле ra-
ti
тельного аппарата.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Глава 4, КРЫЛО ЛЕТАТЕЛЬНОГО
АППАРАТА
4. 1. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ
ХАРАКТЕРИСТИКИ КРЫЛА
бесконечного размаха (профиля)
Крыло бесконечного размаха - это условное крыло с кромками^ пер-
пендикулярными скорости потока, у которого при движении в воздухе
все поперечные сечения обтекаются одинаково. На реальном крыле эго
условие не выполняется, так как из-за перетекания воздуха с нижней поверх-
ности крыла на верхнюю вблнзи концов возникает течение вдоль раз -
маха крыла. Однако к решению задачи определения аэродинамических
характеристик крыла конечного размаха можно приступать лишь тогда,
когда известны погонные нагрузки, действующие на крыло бесконечно-
го размаха, то есть аэродинамические характеристики профилей, из
которых составлено рассматриваемое крыло конечного размаха.
4. 1.1. ОБЩИЕ ПОНЯТИЯ
А
Аэродинамические силы, возникающие от взаимодействия профиля с
набегающим потоком, можно условно разделить в соответствии с при-
родой их возникновения на два вида:
- силы, обусловленные нормальными давлениями на поверхности
профиля, - подъемная сила и сопротивление давления;
- сила, вызванная касательными напряжениями и связанная с про-
явлением вязкости воздуха, - сопротивление трения.
Подъемная сипа, действующая иа профиль, вызвана разностью
давлений на нижней и верхней поверхностях и направлена перпендику-
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
68
л ярко вектору скорости набегающего потока. Точка приложения подъем-
ной силы называется центром давления. Положение центра давления на
несимметричном профиле зависит от угла атаки. Поэтому в аэ род ина -
мике пользуются более удобным понятием - ([«кусом, фокус - эго том.
ка приложения приращения подъемной силы, вызванного изменением уг-
ла атаки.
Силы вязкости, возникающие при движении слоев воздуха друг от-
носительно друга, оказывают заметное воздействие на течение в тон-
ком слое воздуха, примыкающем к поверхности профиля. В этом слое,
называемом пограничным, происходит резкое нарастание скорости ih>
нормали к стенке от нуля (частицы, прилипшие к стенке, полносты
заторможены) до местной скорости внешнего течения. Если час гинь
воздуха послойно движутся в пограничном слое, течение называется
ламинарным. При некоторых условиях слоистое (ламинарное) течени
разрушается и возникает течение с бурным перемешиванием слоев -
турбулентное. Условием, определяющим переход от одного типа те«
n Vfe
ния к другому, является параметр R6 з= —— , называемый числ
Рейнольдса. Численное значение параметра Re , при котором про
ходит переход ламинарного течения в турбулентное, называется крм
ческим числом -
Re*s Величина RfiKp существенно зависит от сте
пени шероховегостн тела: чем меньше высота микроне ровностей, ic
выше значение йеКр , тем протяженнее длина ламинарного участка г
обтекании тела. Характер течения в пограничном слое оказывает ре
шаюшее вляяниё на* величину сопротивления грания: при ламинарном
течении коэффициент траиия в несколько раз ниже, чем при турбуле
ном.
Рассматривая обтекание профиля на разных углах атаки, можно о1-
метить два принципиально различающиеся режима:
а) безотрывное обтекание, когда пограничный слой и течение в
целом присоединены к поверхности профиля; при этом подъемней силе
связана с углом атаки линейной зависимостью, а сопротивление про-
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
69
Рис. 4. 1
филя минимально (рис. 4. 1 );
б) обтекание с отрывом пограничного слоя от верхней поверхности
профиля, имеющего место на углах атаки 14. . . 20° (рис. 4. 1-6).
Этот ражим обтекания характерен нарушением линейной зависимости
подъемной силы от угла атаки и резким повышением сопротивления
давления.
Следует заметить, что характер течения в пограничном слое опре-
деляет не только величину силы трения, но и в значительной мере со-
противляемость пограничного слоя отрыву; турбулентный пограничный
слой выдерживает существенно больший положительный градиент ( то
есть нарастание) давления, чем ламинарный. В реальных условиях
обекании профили участки, как с ламинарным режимом течения в по-
граничном слое, так и с турбулентным имеются только при числах
R© х (о, 5?1, 5)- 10^ в случае очень гладкой поверхности крыла в
оотасти первой трети хорды^^^ vokj3ja Spj3 ni _ Самолёт своими руками?!
ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ПРОФИЛЯ
В системе координат, изображенной на рис.4. 2, уравнения верхнего
и нижнего контуров профиля могут быть записаны в вндеУ g я» (X ) ,
Уи== , а координаты могут задаваться аналитически либо
таблично.
Рис. 4. 2.
К основным геометрическим параметрам профилк относятся следую-
щие.
Хорда профиля & - линия, соединяющая две наиболее удаленные
(переднюю и заднюю) точки профиля. Хорда разделяет контур профи-
ля на две части - верхнюю и нижнюю. Исключение составляют толь-
ко сильно изогнутые профили, у которых часть контура может оказать-
ся расположенной по одну сторону корды профиля.
Толщина профиля, С - расстояние между точками контура профиля,
лежащими нв перпендикуляре к корде: С в У^ “ У # •
Максимальная толщина профиля С*,-- - наибольшее расстояние меж
П1Я а
ду точками контура профиля, лежащими ив перпендикуляре к хорде.
Относительная толщина профиля Q - отношенье максимальной
толщины профиля к его корде, выраженное в, пропеитах!
— С max
р е=. —
vokb-la.spb.ni Самолёт своими руками?!
Т1
Средняя линия профиля - линия, проходящая через середины отрез-
ков соединяющих верхнюю и нижнюю линии контура профиля и перпен-
дикулярных хорде в различных ее точках.
Кривизна профиля £ - наибольшая ордината средней линии.
Относительная кривизна профиля £ - отношение максимальной кри-
визны профиля к его хорде, выраженное в процентах, 7 «= • 100% .
Относительные положения максимальной толщины и кривизны профи-
ля X и X - отношения соответствующих расстояний от передней
точки профиля вдоль его хорды к длине хорды, выраженное в процентах:
_ — Xg
x^-y-rw/..
Радиус кривизны носика профиля Z - радиус окружности, вписан-
ной в носовой части профипя.
Ординаты профиля выбранной серии, кроме Я АСА, могут быть пере-
считаны иа любую требуемую относительную толщину по формуле:
С
У ” ~— У
с та5л т«^
та5л ~ заданные га Эпично ордината и относительная тол-
профиля, у - ордината профиля требуемой толшины С
связи со специфическими особенностями построения несимметрич-
ных профилей серии NACA .точное значение нх орд и на ^соответствую-
щих искомой толщине, может быть получено по специальной методике.
В качестве первого приближения (в большинстве практических случаев
достаточного) можно использовать рекомендованную формулу.
гае УтЛ- С.
шина
в
4. 1. 2. ПОДЪЕМНАЯ СИЛА И ПРОДОЛЬНЫЙ
МОМЕНТ
Основным назначением несущей поверхности летательного аппарата
является создание сипы, которая используется как подъёмная, стаби-
лизирующая или управляющая.
Угол атаки профиля, соответствующий нулевой подъемной силе,
www.vokb-Ia.spb.ru - Самолёт своими руками?!
72
в основном определяется его кривизной. Относительная толщине про-
филя мало влияет на величину этого угла.
вс
Производная С., (отношение приращения коэффициента подъемной
-----------------уд
силы к соответствующему приращению угла атаки).
оС
Для обычных профилей производная Q уменьшается при увеличе-
на
нии относительной толщины. Установлено также, что уменьшение угла
схода (угла при задней кромке) профиля приводит к некоторому увели-
чению значения С
Уа
Максимальные несущие свойства.
Для большинства известных профилей при увеличении относительной
толщины до С = 12% значение возрастает. Дальнейшее уве-
личение толщины профиля уже не оказывает существенного влияния на
его максимальные несущие свойства. Важно отметить, что увеличение
относительной толшилы профиля сопровождается возрастанием прираще-
ния ДС.. » вызванного отклонением механизации задней кромкя.
га
Крыловые профили с положением максимальной кривизны вблизи пе-
редней кромки проявляют склонность к срыву потока с резкой потерей
несущих свойств. Более пологая форма пика зависимости С „ (ОС ) в
ч а
окрестности Си достигается, когиа положение максимальной кри-
ifamax
визны смещено назад. По влиянию числа не на Сы профили
%a max
можно условно разделить на четыре группы.
К первой группе профилей относятся симметричные профили и про-
фили с малой кривизной не свыше 2-2, 5% от корды, тонкие профили
со средней кривизной порядка 3-4% от корды и профили со средней
кривизной, максимальная ордината которой находится в задней поло-
вине хорды профиля; Си профилей этой группы возрастает при уве-
«а max
личении числа Re . ,
।
Ко второй групп© профилей относятся профили толщины 12-16% со
средней кривизной порядка 3-4% от хорды,| максимальная ордината
которой расположена на расстоянии (О, 4-О, 45) Ь от носика. Ве-
личина С. профилей этой группы весьма слабо убывает при возрас-
3 я max
www.vokb-la.spb.ru Самолёт своими руками?!
73
танин числа Re .
К третьей группе относятся сильно вогнутые профили со средней
кривизной порядка 3-4% от корды, но с ординатой максимальной кри-
визны, расположенной на расстоянии (О, 2-0, 25)6 от носика, *н
толстые профили со средней кривизной. Си этик профилей сильно
та max
убывает при возрастании числа Re .
К четвертой группе принадлежат профили с острой нли слегка за -
кругленной передней кромкой. этик профилей весьма мал (поряд-
ка О, 4-0, 5). Увеличение числа Рейнольдса слегка увеличивает
Татах
Наличие шлгка вызывает увеличение интенсивности роста С« с уве-
ГЛтах
личением числа Re . Прирост ДС-и , вызываемый щитком, при
<famax
больших значениях числа Re больше, чем прн малый.
Влияние .iWw%* ХЕ .гости п юти щ -<щу m »ГО а^сущие свойства,
Экспериментально установлено, что шероховатость поверхности, осо-
бенно вблизи передней кромки, сильно воздействует на несущие свой -
ства профиля. Величина Са заметно уменьшается с увеличением шерохо-
ватости поверхности. Для профиля с шероховатой передней кромкой Си
j-cyfflpt
медленно увеличивается с ростом числа Re . В то же время шеро-
ховатость поверхности, расположенная далее чем на 20% хорды от
носика профиля, мало влияет на его максимальные несущие свойства
_<х
н величину С
Та
Шероховатость поверхности профиля при толщинах свыше 18% при-
„<х
воднт к уменьшению производной С . Для профилей с меньшей от-
лаС
носитель ной толщиной влияние шероховатости на С „ гораздо слабее,
у fit
Изменение относительной толщины профиля слабо влияет на величи-
ну момента таигажа при нулевой подъемной силе, приводя к незначи-
тельному уменьшению его величины прн повышении толщины профиля.
Увеличение кривизны профиля сопровождается ростом значения про-
дольного момента на пикирование. Фокус профиля при увеличении от-
носительной гопшины смешает^^.^.^ . Сямо„г,
4. 1. 3. СОПРОТИВЛЕНИЕ ПРОФИЛЯ
Значение минимального сопротивления гладкого профиля зависит
главным образом от числа Рейнольдса и протяженности участка лами-
нарного обтекания и слабее от относительной толщины и кривизны. Ко-
эффициент сопротивления обычно уменьшается с возрастанием числа
Рейнольдса. Увеличение кривизны профиля практически не приводит к
изменениям в значении Cv . Увеличение относительной толщины
**т1л
профиля гак же, как и смешение ее положения к носику, сопровожда-
ется повышением минимального лобового сопротивления.
Шероховатость поверхности профиля может значительно увеличивать
его минимальное сопротивление, поэтому важно сохранят1 гладкость
поверхности при любом характере течения в < ^граничном слое.
4. 1. 4. РЕКОМЕНДАЦИИ П О ВЫБОРУ
ПРОФИЛЯ НЕСУЩЕЙ ПОВЕРХНОСТИ
Выбор профиля крыла начинают с оценки параметра, характеризую-
щего минимальною и максимальную скорость летательного аппарата.
В качестве такого параметра обычно рассматривают отношение макси-
мального коэффициента подъемной силы при полностью отклоненной ме-
ханизации к коэффициенту профильного сопротивления при значении
’ /***’ /
Су , соответствующем полету на максимальной скорости: С /С
ио <Р/пак
Большие значения этого отношения соответствуют большей дости-
жимой величине максимальной скорости полета при заданной посадоч-
ной скорости.
Для оценки качества профиля по рекомендуемому отношению необ-
г (мех)
ходимо брать значение С при числе Re • соответствующем
а о то*
посадочной скорости.
Среди выбранных классов профилей,равно удовлетворяющих рассмот-
ренной выше оценке, следует отдать предпочтение профилям, имеющим
минимальное значение коэффициента продольного момента при нулевой
www.vokb-la.spb.ru Самолёт своими руками?!
75
подъемной силе ГП_ - Дальнейшее сужение классов рассматривав -
*о
мых профилей производится на основе удовлетворения дополнительным
требованиям, которым должен соответствовать проектируемый лета -
тельный аппарат.
Например, обеспечение безопасности пилотирования на околокритя-
ческих углах атаки (ражим сваливания) требует исключить нз рассмот-
рения крыловые профили с острой формой пика зависимости
В «таблица 4. 1 приведены рекомендации ло выбору типа профили
для несущих поверхностей легких неманевренных самолетов н мотопла-
неров.
Таблица 4. 1
Крыло
(переднее горизонтальное
оперение в схеме 'Утка")
НАГИ Р-П, Р-1 II, P-11IA
CUark - ун
С - f 2 ...14%
9
Горизонтальное | Вертикальное
оперение ! оперение
“ । АС Л-0008
Пластина с закругленным носком и
заостренной задней кромкой-
С - 5т£%
4.1.5. АТЛАС ПРОФИЛЕЙ
В настоящем атласе представлены часто используемые профили
различных классов, которые могут найти применение при создании
летательных аппаратов самодеятельной постройки.
Геометрические и аэродинамические херактеристики профилей пред-
ставлены в следующей последовательности,
В таблицах 4. 2-4. 15 - координаты рассмотренных профилей- На
риг. 4, 3-4. 12 даны аэродинамические характеристики профилей,
полученные на моделях крыльев с удлинением Л “5. Приводятся
характеристики гладких профилей без шитке. Херактеристики профи-
ля определены пересчётом с Л " 5 на бесконечное удлинение. За-
висимости представлены в скоростной системе осей координат с на-
чалом в носике профиля.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
76
На рнс. 4. 13-4. 33 даны аэродинамические характеристики про-
филей, полученные для удлинения, равного бесконечности. Здесь при-
водятся характеристики гладких профилей без щитка и со щитком, от-
клоненным на угол 60°, имеющим корду длиной О, 2 6 । а также ха-
рактеристики профилей, имеющих шероховатость на передней кромке.
Зависимости представлены в скоростной системе осей координат с на-
чалом, расположенным на расстоянии 4“^ от носика профиля. На
рис. 4. 34-4. 35 приведены зависимости Си от числа Рейнольдса
для различных профилей.
На легких и сверхлегких летательных аппаратах несущие поверхнос-
ти хвостового оперения иногда не профилируют. В этом случае для
расчёта аэродинамических характеристик оперения по приведенным ни-
же формулам можно использовать данные, полученные для плоской
пластины бесконечного размаха:
С** » 6,20 рад'\
jUoo
•П - ® О
т^“ -0,25.
www.vokb4a.spb.ru Самолёт своими руками?!
r.vokb la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Т а б я я ц а 4. 2
НАГИ P-U -12 цдги Р- II -14 ЦДГИ Р-Ц -18
X «« ! । X X ' У» Уи
О, О о, о ! о, о 0, 0 0, 0 0, 0 ! 0, 0 0,0 0, 0
1, о 2, 232 -1, 080 1. о 2, 604 -1, 260 1.0 3. 156 -1, 812
2, О 3, 2 26 -1.525 2. 0 3, 764 -1, 780 2, 0 4, 556 -2, 572
4,0 4,728 -1,930 • 4. 0 5, 517 -2, 252 4, 0 6, 619 -3, 361
6, 0 5, 822 -2, 131 6, 0 6. 794 -2, 486 6, 0 8, 119 -3,811
8,0 6, 666 -2. 254 . 8, 0 7, 778 -2, 630 8, 0 9, 265 -4, 117
10. 7, 355 -2, 357 10 8, 582 -2, 750 10 10, 202 -4. 370
13 8, 560 -2, 472 15 9, 988 -2, 885 15 11, 828 -4, 724
20 9, 200 -2, 532 20 10,735 -2, 955 20 12, 690 -4, 910
25 9, 427 -2, 571 25 11, 000 -3, 000 25 13,000 -5, 000
30 9, 414 -2, 558 ; 30 ‘ 10,985 -2, 989 30 12, 982 -4, 986
40 8, 888!-2, 407 40 10, 371 , -2, 809 40 12, 254 -4, 692
50 7, 862 -2, 127 50 9, 174 1 -2, 482 50 ! 10,839 -4,147
. 60 6, 541 >1, 786 60 7, 632 -2, 084 60 9, 020 -3, 472
70 5,065 1-1,395 ‘ 70 5, 910 . -1. 628 70 6,981 -2, 705
80' 3. 468 .-0, 969 80 4, 047 -1,131 80 4.786 ! -1, 870
90 1, 770 ;-0, 517 < 90 2, 063 -0, 603 90 2, 44в -0, 984
95 0, 868 [-0, 263 I 95 1, 015 , -0, 307 95 : 1.122 , -0. 498
100 0,0 1 0,0 1 100 1 0, 0 ! о,о 100 * 0,0 0, 0
4 1 1 -
Таблица 4. 3
ЦДГИ Р- fIJ -12 I ЦАГИ Р- 1)1 -15, 5 НАГИ Р-Щ -18
X X X \й= J 1
3 0>0 0, 0 0, 0 0, 0 0, 0 0 0 0, 0 0, 0 г о, 6
1 0,5 1, 78 -0, 82 0, 5 2, 30 -1, 06 0, 5 2, 68 -1, 23
g 1» 0 2, 55 -1, 12 1.0 3, 30 -1, 45 1, о 3, 83 -1, 68
£ 2» 0 3, 75 -1, 51 2, 0 4, 84 -1. 95 2, 0 5, 62 -2 28
F 3. 0 4, 62 -1, 73 3, 0 6, 00 -2, 23 3, 0 6, 97 -2, 59
| 5,0 * 6,00 -2, 04 5, 0 7> 75 -2, 63 5, 0 9, 00 -3, 05
3 7, 0 7, 01 -2, 25 7, О 9, 05 -2, 90 7, 0 10, 51 -3, 37
С5 8,05 -2, 41 10 10, 40 -3, 12 10 12, 73 -3, 62
S IS". 9, 57 -2, 52 15 11, 70 -3, 25 15 13, 58 -3, 77 00
1 20* 9, 43 -2, 56 20 12, 18 -3, 31 20 14, 14 -3, 84
» 25, 9, 43 -2, 57 25 12, 18 -3. 32 25 14, 14 [-3, 85
S зо, я 9, 22 -2, 52 30 11, 92 -3, 26 30 13, 84 -3, 79
i 40, 8, 44 -2. 38 40 10, 90 -3, 08 40 12, G5 -3, 57
S 50, 7, 28 -2, 12 50 С, 40 -2, 74 50 10, 91 -3, 18
| 60, 5, 88 -1, 78 60 7, 60 -2, 30 60 8, 83 -2, 68
I 70, 4, 41 -1, 39 70 5, 70 -1,80 70 6, 62 t-2, 09
~ 80, 2, 94 -0, 94 80 3, 80 -1, 22 80 4, 41 '-1,42
90, 1, 46 -0, 47 90 1, 90 -0, 61 90 2, 21 |-0,71
100, 0, 0 0, 0 100 0, 0 0, 0 100 0, 0 — 0. 0 L
79
С и rJ и (D
ТГ t- oj w CD
о
CD 00
CD -4
't
't
«о
C
w
CJ
2 2 to CD 0)
“ CO co co OJ 0) Q
” f <? <? •? ° Q
! C^CDcOCD--'CM-HCOOCCcDr4CTJO<Q01'tCT>'t
cc *C С c f-J H Га н (О О (0 H Ml di ф ф Oj ^'O
i 6 м mV м м lfj 'j o' 4 c °
I
10
c
и
I IQ ю
x о CM in о CM
, d 6 о и
tn О ID ................. . . . . o
cjin s о ® о «о о °*S2 2 2 о
10 d _ cm cm co tn co t- co a
Ш ID
О CM tn о CM щ Q Ift
Q о с d d см tn r- 2 2
c to 6 C 6 d d 6 d О
CM CM co tn CO n- CO CT> Q
cMOtDOcOCDcD^O^OJCOCM OOr-CO'tcO
О С' Г- CD CC ID CD CO*'' О Г- ГО О СО СО с0 ’-> 'Т Г" О
o' d см CM со V t.d lfj r-0 tn IQ Ш со СМ см d d d
‘ tn ю
о CM in о см IQ о (D
o' о d _ rj г*’ | Г О о о о о d 2
cjt-j—, см n t r-t^JCMcjcc’TiQ'^)r~occ:<-5
www.vokb-la.spb.ni - Самолёт своими руками?!
80
Т а б л н u а
Clatk - УН <*1 »! ! °*5 1
X **
0 0 0
0, 25 0, 568 -0. 476
0, 5 0, 84 0, 68
0/75 1, 056 0, 824
1. 00 1, 224 0, 932
1, 25 1, 392 1, 008
1, 75 1, 696 1, 164
2, 5 2, 064 1, 328
3, 25 2, 4 1, 46
5, 00 3, 062 1, 672
7, 50 3, 744 1. 872
10, 00 4. 28 2, 0176
15» 00 5, 048 2, 16
20, 00 5, 556 2, 16
30, 00 5, 904 2, 096
40» 00 5, 764 1, 996
60, 00 5, 284 1, 896
I 60, 00 • 4, 484 1, 792
70, 00 3, 384 1,616
60, 00 2, 252 1, 318
85, 00 1, 696 1.08 *
90, 00 1, 148 0, 808
96, 00 0, 6 0, 458
100, 00 0, 048 0, 048
т™''0КЬ-1».фЬл1 - Ся„шй.
своими руками?!
ггиигемХй иииояэ lairomj iuqds-в]-ф(ол-ммм
•-• co со 'додо -4-4oc»CF»atj>AwcbK>N> н и j м н о о да о да о да о да о да о да о да о да о о о. ?.• «о о ° • ' 01 ° 01 8 «’<Л'о X
о о о cj да да да да да да да да да £»рирРРР-° о да м 1 wo ©йФаОЛ^ФЮФон ° 00 со 00 Я £ Р ^.° ° до да1оода fc сд4 ди>® ° ® 4 д чч N4oHog4<" да о ’да со да о да о о да 1— до ь о до о и д о о о *С сь
о о о |р да дадада^дададада61р^6|. о да м да ’ L ода-j '.да о да да ода ° ф ф 00 да • • о да да (дом ф да *4 «и да да со да -j д -и -и S Я Я Р Р г- ф ’ до О ci О д ® О О Оо н да Д cn со , 001 orc да х*
4-1 ф ф дада 4 40 о О1(П Л Д О ОЮ № Ь* -и .. л о о о дао да о да о да о о» ° * о <л о даО- дар. Роо ° ^О^Йдадао X
о о о .н м до да да с» т* Г4 S4 Р Р г j N1 р н -И ™ * W W • — — W w w * * ососода*^юь‘0°о>мдам’^’^РФ’^ -4 да м /п да да д " Д да 'J-J О 4- ф Й да £ м -4 да да да дадд^^дстОО 0 э *4 гс q о да о о о да и ф 01 о дам о® да р ® сь
i । 1 । I । । । I 1 t 1 г к • L L ) । • * । 1 • - Р Р Р Р Р Р Р Г4 Г4 Р Р P..wwpPP Р • -° J) Д и н Л ф и 22 (j Д Д О О 4 да и fj, ’(.. № Д М ' 0 да со -4-4 со 4- со м 0 м -4 да >- да оо дадд^^^^даоо и д да 4и 0 да да о да о да да со да о да м о да да о да да о . <с X
>± <0 ф дада ч-4 да о да да да м м {-* £ р да Р р Р Р Р. о гл с сп о да о о да о да о ° о» ° 0’0,пГ>дам"4дао да и ел да ч
_^.14-года.&дасл-4001*>оо 000о00-4 о> р р д» да h- Р w Орг •!_••’ ,'о ' ^<_^ФС003ф-4Л)^И‘®Ф>®'4да-] гоООО^О*-1?;^- о к Р 01 сэ 0 4i сэ У1 Р да да да Ф оо л Я 00 О 4 М о q 2 н'^ to м ® с rj ' 0 н IJ no да з> 0 да -j да да W
О О w jL fj да ся ® Zj A? № Qo ДО ($0 -4
О Л н (j ф qo Q? <3) д нЛ (O CO -4 ДО -4
О О Ul Ф Л Д Ф Cl H 'J) -4 ДО CO ДО
О t~* 4-1 ДО 0 W W no Gn л <-> M О (О н M
О O’ 01
CD 00 0
to
о
- о
to О
да
<£
MAC* ~64t-012 [ NAgA 64^015 | MAC A 04- 016
T9
r.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Таблица 4.
ЛАСА 64,- 212 ЛАСА 64,- 4/2
• - - —
Л К
*5 -1 *Н Ун х н у»
о, о’ . " 0, 0 н 0, 0 ? 0, 0 0, 0 “ Г" 0, о " " оГо 0, 0
0, 418 1,025 0, 582 1 -0, 925 0, 338 1, 064 0, 662 -0, 864
О, 659 1, 245 0, 841 t -1, 105 0. 569 1, 305 0. 931 -1, 025
1, 147 1, 593 1,353 1-1, 379 1, 845 1,690 1,455 -1, 262
2, 382 2, 218 2, 618 -1,846 2, 264 2, 393 2, 736 -1, 649
1, 868 3, 123 5, 132 -2, 491 4,738 3, 430 5, 262 -2. 166
7. 364 3, 815 7, 6.36 -2, 967 7, 229 4, 231 7, 771 -2, 535
9, 865 4, 386 10, 135 -3. 352 9, 730 4, 896 10, 270 -2, 828
14, 872 5, 291 15, 128 -3, 945 14,745 5, 959 15. 255 -3, 267
19,386 5, 968 20, 114 1-4, 376 19,772 6, 760 20, 228 -3, 576
24, 903 6, 470 25, 097 -4, 680 24, 805 7, 363 25,195 -З, 783
29,921 6, 815 30, 07 9 -4, 871 29.842 7. 786 30, 158 -3. 898
34,941 7, 003 35,059 -4,948 34, 882 8, 037 35,118 -3. 9 17
39,961 7, 052 40, 039 -4,910 39, 923 8, 123 40,077 -3, 839
41, 932 6, 893 15, 018 -4, 703 44,963 7, 988 45,037 -3, 60S
30, 000 6, 583 50, 000 -4, 377 50, 000 7, 686 50, 000 -3. 274
33, 016 6, 151 54,984 -3, 961 55, 032 7. 246 54, 968 -2, 866
GO, 020 5, 619 59,971 -3, 477 60, 059 6, 690 59,941 -2, 406
05, 039 5, 004 64,961 -2, 944 65, 078 6, 033 64,922 -1, 913
70, 045 4, 322 69,955 -2, 378 70, 090 5, 293 69,910 { -1, 405
7 5, 047 3, 590 74,953 -1,800 7 5, 094 4, 483 74, 906 -О, 903
80, 045 2, 825 79,955 . 233 80, 089 3, 619 79,911 -0, 435
85, 033 2, 054 84, 962 -0, 708 85, 876 2, 77 2 84,924 -0, 038
90, 027 1, 303 89, 973 -0, 269 90, 055 1,818 89,945 1 0, 250
95, 013 0, 604 94,987 0, 028 95, 027 0, 919 94. 973 * 0, 345
100, 00 0.0 1100. 00 0, 0 100,00 0, 0 100, 00 | 0, 0
00
<c
a
I
83
о CD
О
a
CD
CM
О
со
ег-
СМ
СМ
СО СО
о
СП CO
о
см
о
о
о
CD
со
о
см
сое?
ш
in со
ш
СО
см 2
о
Г'
in
СМ
CO «
CO
00 «
о
co
CM
см
ст
о
О
о
CD
3
co
CM
30
а
о
00
GO
о
tn
ю
00
со
оз
со
03
a
00
с
CD cG
CO 03
sy со
3>
О
К
ю
I 1
см
ю
ю о
1Г
сч
СО
ю о
<о
ю
in
О)
ю
со
CD
СО
00
о
Г"
о
CM
о -
3;
in
СО
о
00
СО
см
t~- CD
О co
CM <n
CM co
(О (О
а
см
со
см
in
о
1П
Og
ю
см
см
см
со
CM in in sy
О CD П)
см
CD
in
CD
ш
CD
О о О 3) 0)
о
о
СО
со
о
о
о
CD
3)
CD
СМ (0
со
со
со
CD
со
in
3j
О
о
о
о
СМ
о
CD
3)
о
1П 2? 04
m e4
CD co
о
о О
CM
co
СП
CO co
CM
Ю
OJ
3j
CM
3
СМ
о .a
m in
CD
in
со
in o in
Г- 00 00
о 113
a о
о
10
3;
СО
сп
сп
СО
CD
з>
00
о
co
Ш
CM
з>
СМ
r~
3j
ID
Ю
co
00
m 2 OJ
CM
CD
CM
CM
Q CO CM in
.74
1П Ш
CD
CM
CM
о
3)
IQ
co
00
CO
co
CD
CD
1П 1П
CM
Q°
о
-1
00
О
CM О -
О CD
О
00
CD
CM
in
CD
CM
0)
IO
CD
m CD ® о |
c m ® о
О in o’ tn О tn о сП
Cj---------
CD CD
CD in IQ
CD СП xj
’T in CO
□О СО со
00
CM
CO
Ю Г)
а
co
3j
CD
3>
CO
о
3j
см
in
00
CO CM
3
00
CO
О rQ
е
со
in
00
3)
CM CO 't (D o
СО
CO
I- О CM L3
co CD 3 CD
о о
з»
CO in .0
CD 0Э IC
CO
Ю
о
IQ CD CO CO
о о о о
О
О
(С СО 3> 3;
о
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Таблица 4. 9.
ЛАСА fi^-2/а ЛАСА £
Хе Л _ X 1 л н 1 *« 1 у» -1 X н 9*
0,0 ’ 0, 0 0, 0 ’ 0, 0 | 0, 0 1 0. 0 0. 0 0. 0
0, 380 1,473 0, 620 -1, 373 . 0, 263 f 1, 508 0, 737 -1. 308
0. 617 1, 785 0, 883 ! -1,645 1 0,486 , 1, 840 1, 014 -1, 560
1, 099 2. 279 1,401 ' -2,065 ; о, 950 ; 2. 370 1,550 -1, 942
2, 325 3, 186 2, 675 -2,814 2. 152 3. 357 2, 848 -2, 613
4, 804 4, 497 5, 196 -3, 865 1 4,609 4. 800 5, 391 -3, 536
7, 297 5, 496 7,703 -4. 648 1 7, 095 5, 908 7, 905 -4,212
9, 797- 6, 316 10.203 -5. 282 9, 595 6, 823 10, 405 -4, 755
| 14,808 7, 612 15, 192 -6, 266 14 617 8, 277 15,383 -5, 585 ф
1 19,828 8, 576 20,172 -6.984 19,657 9, 366 20, 343 (-6, 182 Л
о 24, 853 9, 285 25,147 -7, 495 24, 707 10, 176 25, 293 —6, 596
Е 29,881 9, 760 30, 119 -7,816 29, 763 10,730 30,237 (-6. 842
| 34,912 10, 009 35,088 -7. 949 34, 823 11,037 35, 177 -6, 917
5 39, 942 10, 023 40. 058 -7. 881 39,885 11, 093 40.115 -6. 809
44,972 9, 725 45, 028 -7, 535 44, 945 10, 820 45, 055 -6.440
р 50, 000 9, 217 50, 000 -7, 011 50, 000 10,320 50,000 -5, 908
g 55, 024 8, 540 54,976 -6, 350 55, 047 9, 635 54, 953 -5.255
J 60, 043 7, 729 59,957 -5,587 60, 086 8, 799 59, 914 -4. 515
| 65, 057 6, 812 64, 943 -4,752 65, 114 7, 841 64, 886 -3, 721
| 70,065 5, 814 69,935 -3, 870 70, 131 6, 784 69, 869 -2, 896
я "5,068 4, 760 74,932 -2, 970 75, 135 5. 654 74,865 1 -2, 074
I 80,064 3, 683 79. 936 -2.091 80, 127 4, 477 79,873 -1. 293
| 85, 054 2, 623 84, 946 -1.277 85,108 3, 294 84,892 1 -0. 602
” 90, 038 1, 617 89,962 -0, 583 90, 077 2, 132 89,923 -0, 064
95, 019 0, 716 94,981 -0, 084 95, 037 1, 030 94.963 0, 234
100, 00 0,0 100, 00 0, 0 100, 00 0,0 100, 00 0. 0
1
Таблица 4. 10,
NACA ^-221
r.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
хв
0,0
О, 362
О, 569
1. 075
2, 297
4, 772
7, 264
| 9, 763
14, 776
19, 799 t
24, 829
29, -861
34, 897
39,933
44, 968
50, 000
55, 027
60, 050
65, 065
70, 075
75, 077
80, 073
85, 061
90, 044
95, 021
100, 00
О, О
1, 690
2, 049
2, 618
3, 665
5, 182
6, 334
7, 282
8, 778
9, 889
I Ю, 701
11,240
11, 510
11,502
11,125
10, 507
9, 702
8, 749
7, 679
6, “21
5, 310
4, 082
2, 885
1,761
О, 765
О, О
О, 638
О, 904
1,425
2, 703
5, 228
7, 7 36
10, 237
15,224
20,201
25,171
30, 139
35,103
40, 067
45, 032
' 50,000
54, 973
59,950
64, 935
69,925
74,923
79,927
• 84,939
89, 956
94,979
100, 00
_____Уи_
0,0
-1, 590
-1, 909
-2, 404
-3, 293
-4, 550
-5, 486
-6, 248
-7, 432
-8, 297
-8,911
-9,296
-9, 450
-9, 360
-8, 935
-8, 301
-7, 512
-6, 607
-5,619
I-4,577
-3, 520
-2,490
-1,539
-О, 727
-О. 1С 3
О, О
О, о
О, 227
О, 445
О, 903
2, 096
4, 545
7, 028
9, 528
14, 553
19, 599
24,657
29, 723
* 34,794
39, 865
I44,936
I 50, 000
155, 055
60, 099
65, 130
70. 150
75, 154
80,145
85,122
90, 087
95, 042
100, 00
ХАСА _______
И) ап
0, 0 0, 0 0, 0
1, 723 0, 773 -1, 523
2, 101 1, 055 -1, 821
2, 707 1, 597 -2, 279
3, 834 2, 904 -3, 090
5, 482 5, 455 -4, 218
6, 744 7, 972 -5,048
7, 786 10, 472 -5, 718
9, 442 15, 447 -6,750
10,678 20, 401 -7, 494
11, 591 25,343 -8, 011
12, 209 30, 277' -8. 321
12, 539 35, 206 -8, 419
1 2, 572 40, 135 -8, 288
12, 220 45. 064 -7, 840
11.610 50, 000 -7, 198
10, 797 54,945 -6. 417
9, 819 59,901 -5, 535
8, 708 64, 869 -4, 588
7, 491 69,850 -3,603
6, 203 74,846 -2,623
4,876 79, 855 -1. 692
3, 556 84,878 -0, 864
2, 276 89,913 -0, 208
1, 079 94,958 0, 185
0, 0 ЧОО, оо 0. 0
оо
сл
86
Таблица 4. 11.
ЛАСА €4л -61 в
X» 1 । । ф । Хи Ун
0, о о, о 0, о О, о
О, 150 1, 534 О, 850 -1,234
О, 359 Г, 885 1, 141 -1, 465
О. 805 0J V сч 1, 695 -1, 810
1, 982 3, 518 3. 018 -2, 402
4, 417 5, 093 5, 583 -3, 197
6, 895 6, 312 8, 105 -3, 768
9, 395 7, 322 1О, 605 -4, 220
14, 27 8, 937 15, 573 -4, 899
19, 486 10, 153 20, 514 -5, 377
24, 560 11.065 25,440 -5, 695
29,645 11,698 30, 355 -5, 866
34, 735 12, 065 35, 265 -5, 885
39,827 12,163 1О, 173 -5, 737
44, 917 11, 915 45,083 -5, 345
50, 000 11,423 50, 000 -4, 805
55, 071 1О,730 54, 029 -4, 160
60, 129 9, 870 59,871 -3,444
65,171 8, 870 64,829 -2, 690
70, 196 7, 754 69,804 -1, 922
75, 203 6, 544 74, 797 -1, 174
80,191 5, 270 79, 809 -О, 404
85, 161 3, 963 84, 839 0, 075
90, 115 2, 646 89,885 0, 456
95, 056 1, 344 94, 944 О, 552
1ОО, ОО О, О 1ОО, 00 0, О
V
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
87
Я AC A 0012 I XACA 4412 I NACA 4415
лФоОГ“гчсОаОь')0п1Л1П01'Г1Псог-Ф<0
o b ту Cl Г' С м н P Г Cl H н Щ q L-) H
О 7 ci co 6 co ’Г ’Г и П 6 ci oi н н q q Q
* i l I i i l I t i t t I । i । ।
1 K _ H . LO ОНО и (О О Cj ю CO h Ф
О £ h £ ild Ol n j) O1 П (О CO О LW О н
ftf} **’ M • '** *AJ *,
; *» d d d d d -j о ® ь ю я н о
i
см lG c tn ...------
X - ‘ - - X m О m о о ° ф о о о in S
° гЧ СМ Щ Г- 2 СМ СМ со ю Ф Ь 00 ® О 2
Ю О О’Г
о
in
О 'Г CD
о - -
CM Г)
CD CD
tn со
соп^сзопо1 о® нь 5
аосО'Гг-(Ю’чгч<ОаОг-^’4
d 00 cd d d ® со cd d см о
О см lO О Ф « - • « • •
6 4 d in d о d d d d о g g о g g c > о
о 0)
- CO
О -
dd'rdindiodintn'frtCM
• о m
X I - CJ in О Ю e * ..................•
; d cm in d о ю d in c d d d d о o' in о
I -.'•UJI H H Oj Cl 0 Tf ю Q > CO (Г. n -4
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
I
I
I
I
ч
о
i.-.HIWMAd И1ЧИ0ЯЭ bMl OIW,) - II.I (|(|S E| ф[О V WVVU
' - - - О
СЛ О d to -
Cl о
CD
(D CD P Co
СОСЭСЛГООдщОфОЮСВ
CD Cl CD О
сл о d м q
1.
p to to w* to J~* w 00 CD p co СО р сл at о о со 00 д CD д го со ос ос со м д я со сл 9, 24 1 ос го я ос д д d о - <хс о п > д- д Го
1 p to to i О Д i to 1 to co i я со сл 1 Ji Д о 1 сл Со д 1 я CD 1 я CD 1 я ф го 1 я со 00 1 1 я я сл сл 1 р cd го 1 д 00 1 со д ос 1 я д го Q!^ о ж
о я CD p co -° oo 0) я я я сл д я я со го я я to я сл я СП р го О СЛ го сл 1 ! о • 1 о<х 1 1
— -- - - - - 1 U’ to
0, 13 1 .° CO to 0) 00 co о 00 д со О) сл д я д д сл СП CD о сл о со я д со сл ос о д со W (Л го СП о * - «X о ’» 1 1 1 >! со О1 Я К to
-0, 13 I -0, 70 1 to co 1 я CD 1 1 со со о ® 1 1 Д Д J-* д -4 00 t д д 01 1 д го 00 1 со о I я сл о 1 to со to 1 я 1 я го 0) 1 го со 1 1 о ’ ’ 1^: о х м 1 I 1 к-*
99
89
-®'ГСМОСМ^,ОфЮсО'Гг-СМсО
~O₽Hl0LQC0l0c0r'-clc0’“*Of'w’“’
°(7co^inQrJadcdcOa6cDr-'io'i'
1 t I I t *1 I I 1 I I I t 1
ЯАСА 23015 НАСА 23016 НАСА 23021
о
6
о
6
If)
CM
ID о л . -
- « ‘ ° 4
rpf Г
1.
x; о co н co co in r-t co cm v t,J щ о co *r
; О-“*г7с0тГ1ЛФФГ~г7Г7с?1Л'^с9
I I t t t I I I • t • t I (
И r-4 о C CM CO (О Г- Г- t "j CM
X I -
О О CM
CO co CM
CM 6
t 1 I
co co oj
I' If) CM
ri о
Ч* О О)
а о гч
I
1
4
I
I
1
—1
Л * *
I о ю см о q Q
tr> - -
о
M co
° СО Tf lo «>
о
ID
CM ID О ic
СО Г~ О) 03 Q СО О) об
* * *1* • *. * *
’<rif)lf)lf)l?lf)'tfCOoJ
'СОсослаГоог"-^1^^
0)0 (D
О О
О
о
www.vokb-Ia.spb.ru - Самолёт своими руками?!
90
ГХ V1 ' Гх 63-137 ] FX-60-/2*
х о^г|^'г,<:'1сМ'-1юсм1Паог-сОгчсо'ГсмГ^г-соао
!h ОпДЙООПвОШ^ЮФООЧ'ЙФЬО®^»)®
- JUJO'tr~^Trr-OolTrinr-r-r-Oinc0’-,«in.4
О Л - _ - -
^Ч^гЧ-ЧСМсМСМСОСОСОсОСОСОСОСО со СО <7 СМ CM СМ
* I I < t I I I I I I t I I t 11*111
<о
тг СО
00* о
СО со Г- 00
О со Ю
’Г ФОШ
н G0 п н
СМ О) О) <0
СМ О) со со
СО СО со ®
со Ю to
О) о CM 't
'Г
СМ М" г-
сп см тг г- с со г- о 2
СМ СМ СМ со со СО ’’Г
X
3%
tc
о Ю
- со
о
Ч'гчОЮЗсОГ-Ш
СС н <ОФ ®ОО С?
Г- см Ф С V О) со CD
СО О
О со см
Ш CD СО
О со со ч* 10
О г-4 СМ М СМ со со Ч* М“ щ" *П *0 *0 “0 ю щ' in' in *0
t I t I 1 t I t t 1 I ( I I t I I f ( II I
CO о r- CD CO tH 30 ч* cm co co 2 <" «н r- v x co О -H О CD CD
CM r- CD --Ч О 4* ° О Л CM ® CD r-t г- CO 00 M m CD CD 'T
in cd' r-' cd o’ °* гч t-4 CM cm co co co" co" co
r-OOr-fTTCOCDCOor-
. О CM co О in О LO C? CM
I О н ту о r Q X Ф O-
I I о С О C ci r to CD OO
CM CO 1Л CO CM t-4 О CD CD 00 а Ш5Г
COO^COCDCMOCO CD CM in r-
co тг CD о LQ CM О CO OOQOCM’M’
О CM xf Г-* C? CM in t"' C* co* Г- О CO
r-4 r-4 W CM CM CM co co co 4*
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
r.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Продолжение таблицы 4. 15.
FX 66-S-/96 V1 1 FX 63-137 > т ^х 6о- /26
X ! ’ «и г X Ов X 1_ 1 У н
46, 730 13,095 1 -5, 076 46,733 ,11,833 |- .0, 103 46, 733 1 8,679 1 -1, 814
50, 000 1 12, 585 -4, 628 ‘ 49,997 11,578 0, 307 49,997 8, 425 -1,421
53, 270 11, 995 ( -4, 161 53, 274 11,221 . 0, 716 53,274 8, 118 -1,036
56, 526 ' 11,321 -3, 667 56, 525 10, 823 1, 112 56, 525 7, 781 i-О, 653
59,755 10, 607 -3, 186 । 59, 750 10, 331 1, 475 59,750 7, 402 -0, 298
62, 941 9, 844 । -2, 7G7 62,938 9, 804 1, 813 62. 938 6, 994 । 0,029
66, 072 9, 067 -2, 256 166, 074 ‘ 9, 204 2, 098 66, 074 6, 549 0, 307
69, 134 8, 272 -1,827 69,133 1 8,590 2. 343 69,133 6, 082 0, 547
72,114 7, 482 -1,435 । 72, 115 7, 927 t 2, 530 72,115 5, 589 0, 741
75/000 6, 699 -1, 080 74, 995 7, 273 2, 668 1 74, 995 ! 5, 084 , 0, 897
77, 779 { 5,936 1-0, 764 I 77, 773 t 6, 605 2, 745 77,773 4, 567 1, 006
80, 438 ’ 5,197 1 -0, 489 80, 435 5, 962 2, 768 80, 435 ’ 4, 055 1 1,073
82, 967 > 4,501 1 -0, 2 60 - 82, 970 5,323 ‘ 2, 729 1 82, 970 3, 552 (1,093
85,355 . 3,845 1-0;068 ; 85, 350 4, 711 2, 631 85, 350 , 3, 070 1, 074
87,592 f 3,242 | 0, 080 ( 87, 590 4, 114 • 2, 479 1 87,590 । 2, 611 1.022
91, 573 1 2,193 0, 254 91,571 3, 018 2, 052 91, 571 1, 777 0, 84 5
94,844 1, 357 0, 288 ’94,848 ( 2, 043 1, 514 94, 848 1, 08 4 0, 610
97, 347 0. 729 0, 206 1 97, 344 । 1,189 0, 921 I 97, 344 1 0, 554 । 0,357
99, 039 ‘ 0, 284 0, 066 99, 034 0, 501 0, 373 99,034 0, 198 । 0, 146
100, 00 : о, о 0, 0 1100, 00 J ! 0, О | 1 1 G, 0 100, 00 [ 0, 0 j 0, 0 1
02
ПрОфиЛЬ ЦАРИ Р-Н~Г2
Основные аэродинамические характеристики
сечения т* ,
сС СУа. С.. Си , ~пггнп ntz £о ГП~ К max •ч Яе-Ю
'"Хартъп
0.0091 -3*2 Л 72 1,44 -0,43 -0,0& -0,235 133 S3 0.620 SO. 2 0,3
Рис,, ,4. 3.
www.vokb-la.spb.ш - Самолет своими руками?!
93
94
Профиль ЦАГИ Р~П~ 78
Основные аэродинамические характеристики
сечен ил (<Л «= °°?-
Сх хо <*о Э а. Су т7 ^2УЛ ZA Gyp, max dXj₽ mart Лятвж СУ y<ZVsui Re-10
0,0112 +зр 0,0112 7,63 •0,82 -0,22? /7, 0,006 45,3 0,77
Рис, 4. 5,
www.vokb-la.spb.ru Самолёт своими руками?!
95
ПрОфиЛЬ ЦАГИ Р-///-72
Основные аэродинамические характеристики
сечения рЛ ~
<*<> г % %™ т, ло 771» £л ^/ТТЛЗСг s Re 70*
&,0О&6 -двг 5,45 7,505 -0,456 '-0,24? 776 56,7 ^69i 57,5 o,ec
vvvvv\R^£b-14sp6ni - Самолёт своими руками?!
96
Профиль ЦАГИ
s
CL
97
Основные аэродинамические характеристики
сечения бЛ - ~л
сг ^0 « Оу ^а, СУЛ в*»»*л лпл т9 СУл ТПХ *а- ^Элгпа.1е. К'"~ ^Л»»/ Зе Юrf
0,0114 -з'е 5,16 1,63 -о,ез -0,226 K>f 52,2 0,643 43,6 0,6
wwwRUBxla.^rti.fir - Самолёт своими руками?!
OS
----Tzs—i /7р0(риль C-fZ
Жно&ше aspotfuMZMu veexue щм/спушстихи селения
C&o Г06 *5^ПЛЯ '^2О тга ^авл1& /ЖЛ ^лмаие Ct/ Л^Ч * ***<*& £ef<?
o,eces С S,72 4,Я>5 0 -Q22? Г75 С, 79 $4,67 ff9
www.vBSqa.sp^nP-. Самолёт своими руками?!
99
О \5,82 7, Л? О \оаяэ,6\ 0,93 7 54,65
100
Лрориль e-fs
аум&ихамиуесхие яарахгперистихи семемы
(U«®*9
<JR, <*» Г M ^attu ^лгч'л (^
ЩХЮ 0 f,7 Г,6£4 0 -0.Ш rf0,4 f£A Uffjt 4$, 4 f,4
^m-vokb-laSfe -^Самолёт своими Рм?!
101
профиль сгагк-УН-8
аэродинамические характеристики
сечения (Л - <»)
G- <Х. с< СУа Су ^tnox Су тг „,CS>* Су^ “Л тале Це-10Ч
0.009? 5,12 1,41 -0,042 -0,235 185 0,8
Рис. 4. 12
www.vokb-Ia.spb.ru - Самолёт своими руками?!
102
1 ’ । г
www.vokb-la.spb.in Самолёт своими руками?!
103
104
105
106
107
-24 -’6 6 0 8 ’6 у>аа
108
10$
5
'/* ’ -Z4 ‘Цз -8 0 8 16 Рис, 4. 20
А/АСА 64,-6f8
-24 ‘!5 S 9 ' S № Об, град Рис.
Ill
,VACA 4412
I 5 .1
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими рукамиТТ
1 1 4
А/АСА 44 !8
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
115
А/АСА 442А
Рис.
www.vokb-la.spb.ni - Самолёт своими руками..
116
МАСА 23012
117
I 18
/VACA 230/8
119
Л1 АСА 23021
120
FX ffff-S-ffiV?
121
-ti -SO? *5 зраЗ Рис.
122
^2,4-tb -8 О 8 OCfe/>a8 Рис. 4.33
123
www.vokb la.spbEtoc .СаДю.тйт^своими руками?!
124
www.vokb-la.
- своими руками?!
125
4. 2. ХАРАКТЕРИСТИКИ КРЫЛА
КОНЕЧНОГО РАЗМАХА
Обтекание крыла бесконечного размаха (профиля), как уже отмеча
лось, одинаково во всех плоскостях, перпендикулярных размаху крыла
На крыле конечного размаха величина равнодействующей сил нормаль-
ного давления, а, следовательно, и подъемная сила в сечении, нзмь
ня с гея по размаху: в центральных сечениях крыла она больше, на кои
цах - меньше. Величина подъемной силы, возникающей в сечении кры-
ла, однозначно определяется циркуляцией скорости:
r = fcSaV-6. (1.1)
У крыла конечного размаха величина циркуляции изменяется вдоль
размаха по закону, зависящему от формы крыла в плане. Это обе го •
ятельство, отлнчаюшее обтекание крыла от обтекания профиля, (где
Г(1)- const ) обусловливает различие в угле наклона зависимое! ей
и величинах Си для профиля и крыла, а также появление
’а “а тал
дополнительного сопротивления, связанного с образованием подъемной
силы.
4. 2. 1. ПОДЪЕМНАЯ СИЛА
БЕЗОТРЫВНОЕ ОБТЕКАНИЕ
При безотрывном (плавном) обтекании коэффициент подъемной сиды
крылв конечного размаха, твж же как и профиля, пропорционален у г -
лу атаки (рис. 4. Зв), Но величина произ-
водной (отношения п papa шеи ня коэффи-
циента подъемной сипы к соответствующему
прирашению угла атаки) в данном случае за-
висит не только от свойств профиля, но и
от формы крыла в плане.
Форма крыла в плане (рис. 4. 37) рис 4. 36
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
1 26
тропгляетсй следующими основными параметрами: t - размяк крыла,
- полуразмах центроплана; - корневая и концевая хорды
f'ptur); S - плошаль; У14371 стреловидное?^ крыла по
ччпч! четвер1ей хорд, передней и задней
имо грмла; у — "j---сужение,
Рк
- I
кромкам; Д, в —-— - удлине-
S
Величина производной £?*
может быть определе-
но формуле:
на
CSa“«rJlJWKA
(4. 2)
где
127
Линейный участок зависимости Сц (°О кроме угла наклона onpuiv
fa
ляегся аше и величиной угла атаки при нулевой подъемной силе - Ct ,
определяемой по формуле:
*о“ + С*О(, >
( 4 n
где ~ угол атаки, соответствующий нулевой подъемной силе
используемого прориля; ОСе^ - слагаемое, зависящее от крутки крыла,
которое в случае равномерной крутки по размаху может быть определено
следующим образом:
, 0,566
- ^,093 - 0,000971 + -=-
0,265 ч
(4. 5)
Где у _ угол закрутки концевого сечения крыла относительно корне-
вого, град. ((/<0 , если геометрический угол атаки конненого се-
чения меньше, чем корневого).
ОБТЕКАНИЕ С ОТРЫВОМ ПОТОКА
о
При увеличении угла атаки более 13 ... 16 на верхней поверхнос-
ти крыла появляются очаги срывного обтекания, в которых разрежение
значительно снижается по сравнению с гем, что было при безотрывном
обтекании. Дальнейший рост угла атаки способствует расширению эоны
срывного обтекания. Участок зависимости Си (ot-) соответствующий
этому режиму, имеет форму выпуклой кривой (рис. -1 39). Угол ата-
ки, при котором достигается максимальное значение коэффйц и е н т а
подъемной силы, называется критическим. Обтекание крыла в окрест-
ности критического угла атаки характерно нестациопарностью поив те-
чения, пульсацией нагрузок, возникновением тряски, появлением значи-
тельных кренящих моментов из-за несимметрии o6iекания.
^та область углов атаки ограничивав диапазон экгплуатапионных
значений подъемной силы крыла.
Место возникновения очага отрыва и скоросп ei о рас прею гранения
По кРылу, характеризуемая отношением приращения, плошали крица со
www.voKb-la.spI).rir - Самолет своими руками?”
1 28
' рывным режимом обтекания к изменению угла атаки, вызывающего
приращение, в значительной мера определяют поведение летатель-
него аппарата на режиме сваливания.
Если отрыв потока возникает в корневых
сечениях крыла и развивается достаточно
медленно (зависимость ® этом слу-
чае будет иметь вид 'а' на рис. 4. 39), то
сваливание, которому будет предшествовать
предупредительная тряска, вероятнее всего
пре 'эойдет с опусканием коса и переходом
скорости. Если же скорость распространени
Рис, 4. 39
в пикирование с набором
отрыва по крылу оказывается высокой (зависимость С,. (сС) имеет вид
б' рис. 4. 39), то наличие незначительной геометрической асиммет-
рии крыла, либо появление скольжения на режиме околокригических уг-
лов атаки приводит к существенной асимметрии структуры обтекания
левой и правой консолей крыла. При этом возникают значительные мо-
менты крена и рыскания. Сваливание в этом случае обычно происходит
на крыло с тенденцией к развитию штопорного вращения.
Для обеспечения благоприятных характеристик летательного аппарата
на режиме сваливания при проектировании крыла следует придерживать-
ся следующих рекомендаций.
1, Величина сужения не должна превосходить ** 2 .
2. Угол стреловидности % по линии четвертей хорд должен со-
ставлять О. . . -10°,
(Отрицательное значение угла стреловидности означает, что концы хры-
ча занимают более переднее положение, чем его корневое сечение).
3. Трапециевидное Крыло может иметь отрицательную крутку (J
4. Профиль крыла должен соответствовать зависимости с пологой
формой пика С (как, например, зависимость "а* на рис. 4. 3‘ 1
ГПЯХ www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
129
РАСЧЁТ МАКСИМАЛЬНОГО ЗНАЧЕНИЯ КОЭФФИЦИЕНТА ПОДЪЕМНОЙ
СИЛЫ КРЫЛА
1. На чертеже крыла нанести расчётные сечения, параллельные
плоскости симметрии с шагом - —у— *“ О Л
Ь/Z
В расчётных сечениях определить вэличины:
—“ отношение среднегеометрической хорды к корде расчётно- .
b(Xj го сечения крыла;
C(Z)
С СП- ------относительную толщину расчётного сечения.
V к
Re(z)-= 6(2) • .iQ-5
(4. 5)
- число Рейнольдса, определенное для расчётного сечения при скорос-
ти сваливания ( в м/с),
- угол поворота расчётного сечеиня относительно корневого,ред.
2. По зависимостям С = 2(Йе)рнс. 4. 34-4. 35 для требуе-
^дгпдх т
мых относительных толщин профиля определить значения Си
сеч таи
3. Для расчётных сечений определить величины *rtft(2) н Г^СЯ)
по рис. 4, 40. н вычислить значения
6 ср. г
6CZ) *
с'
фа сеч
пл
Г - & СР- г
3 Arm
(4. 6)
ЛСи
?Л 5
4. Вычислять значения
Г — таз?~
(4. 7)
(4. 8)
г *
v #а сеч
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
130
131
Результаты вычислений по п. 1-4 удобно представить в виде таб-
лицы
Т аблииа4.16
5, Построить зависимость £ У а. сеч ingx *
С 'часеч т у *
Пример построения показан на рис. 4. 41. Минимальное значение рас-
сматриваемого соотношения С Си } численно равно коэффиц и е и т у
уд н.см
подъемной силы, прн котором на крыле появляется зона срывного об-
— Суасентах ~~&Суаз
теклиия. Точки пересечения зависимости ----------------—-- с пря -
мой параллельной оси абсцисс определяют границы отпасти срыва для
этого значения коэффициента подъемной силы.
а сеч так “ ^^Уаз
о. Определить значение параметра —-------------;----------
£ уа сеч
для случая, когда срывом охвачена половина размаха крыла, т. е.
%о ~ О, 5. Эго значение в первом приближении можно принять
численно равным величине Си Критический угол атаки будет
max
близок к величине
_ та* + ос +(1° ..Я*) (4.9)
Кр # °
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
132
СРЕДСТВА ПОВЫШЕНИЯ НЕСУЩЕЙ СПОСОБНОСТИ КРЫЛА
Эффективным средством повышения максимального значение козффи-
циенга подъемной силы является механизация крыла.
Использование механизации задней кромки (т. е. отклонение закрыл
ков или щитков, устанавливаемых вблизи задней кромки) способствует
приращению подъемной силы крыла
за счёт увеличения кривизны профи-
ля.
При этом зависимость С„ (с£)
быть получена плоскопараллельным
механизированного крыла может
смешением вверх аналогичной зави-
симости для крыла без механизации. Величина смешения зависит от
вида используемой механизации и угла ее отклонения. Пример вядоиэ -
менення зависимости при отк/юненнн закрылка показан на
рис. 4. 42.
Механизация передней кромки (предкрылки,
щитки Крюгера и пр. )
, но позволяет
обуекания. Как само -
практически не изменяет значение угла атаки
достигнуть больших углов атаки безотрывного
с то я тельный вид механизации для улучшения взлегно- посадочных ха-
www.vokb-Ia.spb.ru Самолёт своими руками?!
133
1 . С отклоненным закрылком.
2. Без oaF >ылка.
]. С предкрылком и закрылком .
2. С предкрылком.
3. Немеханизированное крыло.
Рис. 4. 42
о 1ктер.:гнгк практически не используется. Однако в сочетании с меха-
низацией задней кромки позволяет голучить значительное приращение
максимальной подъемной силы.
D таблице 4. 17 приведены основные данные некоторых видов меха-
низации, которые могут быть использованы для ориентировочных рас -
чегов прирашення коэффициентов подъемной силы и сопротивления меха-
низированного крыла. Представленные данные получены в эксперименте
на мололи прямоугольного Крыла с удлинением Л =12, относитель-
ной толщины профиля С 10%, хордой закрылка, составляющей 30%
><>рлы исходного крыла, и предкрылком с относительной хордой 15%.
Эффективность механизации на Крыле в значительной мере завг ит
от относительных хорд и размаха составляющих ее элементов, угла их
отклонения, толщины профиля крыла и влияния фюзеляжа.
Максимальный коэффициент подъемной силы крыла с механизацией
можно определить следующим образом:
мех
С„ “Са
?ятйд • Т'дтах
з.к
ДС„
jamax
•M2R3R4RS +
(4. IO)
Л «
ACU
Fa «ax
R4*SR6R7 + йС;и« *
www.vokb-la.spb.ru - Тамолёт своими руками?!
где С - максимальный коэффициент подъемной силы неме зи
рованиого крыла;
S.K
ДС - прирашение коэффициента подъемной сиды от механизапк
аЛгпа* задней кромки крыла;
_п.к
Д С - Прирашение коэффициента подъемной силы от механизашч
Jffmax передней кромки крыла;
AjC ц - приращение коэффициента попъех ой силы из-за влияния
<ГЛ Ф фюзеляжа;
Поправочные коэффициенты R^.-R? (рис. 4. 43) учитывают алия
пир на :
- относительной толщины крыла;
R 2 - угла отклонения закрылка;
R _ ~ относительной хорды закрылка;
3
- от нос игольного размаха закрылка
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
135
Г
Л
о,о
О 20* 40* X
0,0
0,4
О O,f 0,2
o,s
1. Простой закрылок или щиток,
2. Щелег й закрылок.
3, Закрылок Фаулера.
4. Предкрылок.
5. Щиток Крюгера или отклоняемый
носок.
сИсходиое значение
www.vokb-la.spb.ru - Самолет своими руками г!
136
R - стреловидности по 1Л1 хорд крыла;
R - угла отклонения органа механизации передней кромки;
Ry - относительной хорды механизации передней кромки.
Формула ('1. Ю) нс учитывает влияние обдувки крыла струей воз-
душного винта, поскольку обусловленное этим явлением прнрешение
подъемной силы невелико дли рассматриваемого класса летательных ап-
паратов ввиду небольшой интенсивности обдувки и, как правило, малой
относительной площади обдуваемой части крыла.
ВЫБОР ПАРАМЕТРОВ МЕХАНИЗАЦИИ
Наиболее простым в конструктивно-технологическом отношении и од-
новременно достаточно эффективным средством повышения максималь -
ных несущих свойств крыла является простой или шелевой закрылок,
либо его комбинация с предкрылком: эго позволяет рекомендовать их
к использованию на крыле СЛА.
а) . Построение сечения предкрылка (рис. d. -1-1).
На расстоянии X от носка основного профиля проводится линия,
перпендикулярная хорде до пересечения с ко.нгуром профиля в точках
А В, Точка А является нижней кромкой предкрылка. Носок основ-
ной час; профиля крыла образуется дугой реднуса R - О, 8 h , про-
веденной через точку А из центра, лежащего на линии, построенной
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
137
из гсоки А под углом & к внутоенней хорде. Затем из точки С про-
водится плавная линия до касания с дугой. Внутренний контур пред -
крылка строится по носку основной части профиля ‘с оставлением неко-
торого зазора так, чтобы соприкасание предкрылка с крылом происхо-
дило только в точках Л и С. Рекомендуемые размеры сечения пред -
крылка: (О, 025-0, 035) Ь , (О. 12-0, 13)6 ,
эе но ... 15°.
Положение предкрылка относительно крыла в рабочем состоянии
определяется размереми £ , ,6 , относительную величину кото-
рых следует выбирать в пределах: • - О, 05. . . О, 06;
ft £ Ь
" О, 015, . . О, 02; -г- = О, 25. . . О, 35.
О S
Большие значения £/fc следует брать для предкрылков, устанав-
ливаемых на профилях с более гонким носком.
б) . Контур сечения закрыпка должен быть образован плавными со-
пряжениями дуг без резких переходных участков, чтобы сохранить
безотрывное обтекание профиля на больших углах отклонения закрылка.
Форма сечения закрылка должна быть близка к форме высоконесуших
(при малых числах Re ) профилей. Оптимальный размер хорды прос-
того шитка и нешелевого закрылка составляет 20% хорды основного
профиля, а щелевого закрыпка и выдвижного щитка ЗС
Основными параметрами шели между закрылком и основной частью
крыла являются: ширина щели h между задней кромкой основной
*
частн профиля и контуром закрылка и расстояние d , характеризу-
ющее степень выдвижения закрылка.
Величины h и d (отнесенные к хорде профиля) в зависимости
от относительной голтцины профиля могут быть подобраны по графикам,
приведенным на рис. 4. 45. При подборе d и h надо иметь6 виду,
что определяющей величиной является ширина щели h . При подборе
d необходимо следить за гем, чтобы на всем ее протяжении ширина
шел и плавно сужалась. Это является непременным условием для шепе-
>’х закрылков любого вида и определяет условия безотрывного течения
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками..
1 ЗЬ
рической хорде рассчитываемого крьи
соответствует толщине крыла в том
ияется Средней геометрической.
Профильное сопротивление крыла,
на в входном у части* теин между
основной частью профиля и откло-
ненным зак рынком
1 2. - СО1ПЧУ1 ИВЛИ1И1
К Р Ы JI А
Р1 ДИм НУл! Вон ПОЛ Ы М|
с илы
При обтекынпн крыла на f * „
ме, когда подъемная сила равна
нулю, его сопротивление может
быть принято равным профильно-
му сопротивлению эквивалентно
го прямоугольного крыла Хорд
эквивалентного крыла ( 6 ) пр
нимается равной средней геоме!
ia, а относительная голшнна (С.
сечении, где текущая хорда pai
кок уже упоминалось, обусловлю
но сопротивлением трения и давления. На рассматриваемом режиме ве-
личина сопротивления давления существенно меньше сопротивления тре-
ния. Поэтому профильное сопротивление приближенно может быть приня
го равным сопротивлению гран и я.
Пля расчёта сопротивления грания необходимо определить положе,
Точки перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный пэы
ку величина iрения существенно зависят от характере течения в hoi
ннчном слое. Точка перехода характеризуется расстоянием от носке
профиля вдоль продольной оси кпыла. Относительная координата точ
лер*, хода ЗСТ в
www.vokb-Ia.spb.ni - Самолёт своими руками?!
139
на профиле к pi in л зависит от шероховатости поверхности и формы про-
филя.
Для крыл® с мягкой обшнЛой или при низком Качестве поверхнос-
ти жесткой обшивки пограничный слой можно принять полностью тур-
булентным, т. е. “О.
В остальных случаях положение точки перехода определяется следу-
ющим образом.
1. По таблице 4. 18 в зависимости от качества отделки поверх я ю-
тн определяется максимальная высота микро неровностей.
Таблипа4. 18
Отделка поверхности
ВИАМ В-3
Фанера, оклеенная тканью и покрытая
нитролаком
Пульверизапиоииый камуфляж
Ткань, покрытая нитролаком
Кистевой камуфляж >
2. Ио величине согласно
ея число Re ’
„ „ г *тах•Pg
3. Вычислив значение Кб = ,
R* г
находят отношение -=----, поакоторому
ке кр
согласно рис. 4, 46-6 устанавливается
ксоодинага точки перехода
Определня точку перехода, следует
иметь в виду, что в некоторых случаях
ею становится либо первый ряд заклепок
С иепогайной головкой, либо соединение
£ МАХ » М
2- 10"6
25- 10"6
40- 10~6
листов обшиби "внахлест". Если опреле-
Ленная таким образом координата ОС.
www.vokb-lasipb.rii
Рис 4. 46~а
Самолёт своими руками?!
140
оказывав гея меньше, чем в приведенном выше расчёте, то следует
принять меньшее значение.
Коэффициент трения в зависимости от положении точки перехода оп-
ределяется до рис. 4. 47.
Установив по г афику рис. 4. 48 параметр , учитывающий вли-
яние толщины профиля, можно вычислить коэффициент профильного со-
противления изолированного крыла.
с„ - лаз . <4. и:
xct р нэ.кр 4- bC
При наличии фюзеляжа подфюзеляжная часть крыла не омывается
потоком и поэтому, не создает сопротивления rj зния. Опнако в этом
*
случае возникает пополнительное сопротивление из-за взаимного влия-
ния (интерференции) крыла и фюзеляжа. Отмеченные изменения про -
фильного сопротивления учитываются .следующим образом:
С«ар=СХи,ИЗКР0' (412
где О* 5 пия низкоплан юй схемы; О, 85 - для среднеплана;
О, 95 - для высокоплана. . _
www.voKDla.spb.ru - Самолет своими руками?!
141
концов из-за перетекания воздуха с
Рис. 4. 47
нижней поверхности на верхнюю воз-
никает область сильно
закрученного потока — концевые свободные вих-
ри (рис. 4. 49).
Pncww$.v<flU>’la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
3 42
Наличие концевых вихрей вызывает в сечениях крыла скорос1ь V
о 1
при углах атаки СХ 12 перпендикулярную направлению набегающе-
го потока.
Индуктивная скорость
V,
, как видно из рис. 4. 50, умень-
шает геометрический угол атаки крыла ос на величину угла скоса
~ V,
I V со
По теореме Н Е. Жуковско-
го подъемная сила действую -
шая на тело, движущееся в по-
токе воздуха, перпендикулярна
направлению потока. Вследствие
изменения направления потока
на величину индуктивного угла
скоса изменяется и управление аэродинамической силы, которая ос-
тается согласно те реме Жуковского перпендикулярной истинному на-
правлению потока в рассматриваемом сечении. В этом случае возни -
кает проекция а^р^динамичест эй силы на направление движения, кото-
рая не связана с вязкостью воздуха (трением), а обусловлена образо
ванием подъемной силы на крыле конечного размаха Эта составляю-
щая носит название индукгнвм>го сопротивле hi я
Коэффициент индуктивного сопрогив ения крыла
зависящий
от коэффициента подъемной силы, определяется по формуле'
СХ
Q
J*P Ф
S
(4 13)
Z
Как видно, на величину индуктивного сопротивления решающее влия -
ине оказывает удлинение крыла. Значения 3 приведены на рис 4 51
Мин’и альное значение коэффициента индуктивного сопротивления пр
\щанной величина Л. достигается на кры ie эллиптической формы в
плане. Неэначмгел! ю отличающееся т него значение может быть по-
www.vokb-la.spb.ni - Самолёт своими руками?!
1 13
пучено и иа трапециевидном крыле с сужением?? = 2, 5. . . 3.
РАСЧЕТ ПОЛЯРЫ КРЫЛА
Поляра - это взаимозависимость коэффициентов подъемной силы
н сопротивления С« -
^СХ
( троится поляра для конфигурации летатеш яого аппарата, соотпег-
ствупщей рассматриваемому расчетному случаю для взлетно-пос, нюч-
www.vokb-la.spb.ru Самолёт своими рукатйб..
144
ного режима механизации считается отклоненной или выдвинутой, для
крейсерского -прижатой илн неогклоненной.
ПОРЯДОК РАСЧЁТА
1.
2.
Определить
по формуле (4. 12).
Определить величину прирашения профильного сопротивления
случае использования механизации крыла:
ДсТ'-аС-. . • Rj • Rr R^,R,
жа ха mtn б ъ 4
(4. 14)
где ДС — - определяется в зависимости от типа механизации по
ГП1П
таблице 4. 17. Коэффициенты R, устанавливаемые по гр фикам
в
Rj - относительный хорды закрылка,
R* - относительного размаха механизации.
- ширины фюзеляжа,
- угла стреловидноетч по оси шарниров закрылка.
3. По формуле (4. 13)
В
145
4. Для каждого расчетного значения Си (рекомендуется Си
Э
обшем виде.
a pact
выбрать из диапазона от С„ = -0« 2 ДО С,, с шагом ЛС. я О. 1)
<fa д max $а *
вычислить величину коэффициенте лобового сопротивления по формуле:
” с - + лд &ар ДС^ + Сж , (4. 15)
ИЛИ С- “ С„ + о АС* , (4. 16)
где мех Лсхл ' (4. 17)
А - 1— л ял < 1 + ^^). (4. 18)
5. Полученную зависимость (4. 16) представить графически, то
есть построить поляру.
ПРИМЕР РАСЧЁТА ПОЛЯРЫ КРЫЛА
Построить поляру крыла семолета, изображенного на рис. (Б. 5).
Исходные данные:
$ ~ 2 12 м , л = 5, 12.
t = 7,8 м, С “ керн 18%,
1, 92 м2, 10%,
V = 20 км/ч.
1. Определяем профильное сопротивление крыла.
а) по . тблице 4. 18 - 2* 10-<^м,
тйк_ to
^23=р=/,54м ; fc = .io~6
б) iv рис. 4. 46 для fc * 1, 3* 10 , ₽в = 4’ 10®.
)
Re= 7'*5 ‘
_ %43 • я — С корн + С конц
£,4 • юб С>“ 2 “н/.
Т* www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
146
Далее, по рис. 4. 47, 4. 48 найдем
= 0,0055, 2е =1-«2.
Следовательно С*_ == *,65 Сг ?с- 0,0143
жар ив кр I с
г) с учётом влияния фюзеляжа (кинГ= О, 5)
сХар=0.01^з(1 -0,5 ^~-) = 0,01зг.
2. Определяем индуктивное сопротивление
По рис. 4. 51 - 5 О, 011
4.2.3. ПРОДОЛЬНЫЙ МОМЕНТ
Продольный момент крыла определяется относительно предполагае-
мого центра тяжести летательного аппарата,для которого оно проекти—
t
руется по формуле;
/- CSa
=ГП7- + Си ( -7-+ГП, +
~) (4. 10)
2бо 1/1
где Хт - расстояние от носка корневой хорды крыла до предполагае-
мого Петра -тяжести пэтате^^^^^₽^а;Самолётсвоими руками?!
147
£ - средняя аэродинамическая хорда крыла, определяемая соглас
нэ
методике раздела 9. 1;
- производная продольного момента профиля корневого сече-
mZa
идя, определяемая по графикам рис. 4, 3—4, 33; - дан графика-
ся тип профиля или его относительные
параметры вычислить значения произ- Рис. 4, Г
Беое““! Vt= тг<>сеч. •
где
i - О, 1,2, . . И. - номер расчетного сечения (индекс О со-
ответствует сечению,
расположенному в плоскости
мметрии крыла);
ГП- .- коэффициент продольного момента профиля в
* о с9Ч I
рас-Мгном се-
гребуемой Тол-
чении, определяемый ю рис. 4. 3-4. 33 (если для
щины профиля значение П3« не приведено, го его следует олреде-
* <Vww.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
1 48
пип. методом линейной интерполяции)
6^ - хорда расчётного сечения.
Подставляя полученные зна-
чения в формулу 4. 21, можно
i
определить :
«о кр
' 2
S
+ -С?«- лх»+ •• +
,2Ц^й2Д(4.2П
Де Д3£| - расстояние от плос-
кости симметрии крыла до 1-го
расчётного сечения;
Д£п - расстояние между (fl-f)-M
и ft —м расчетными сечениями;
Если профиль трапециевидного крыла по размаху не меняется, го
. I f t
f __ t Ь* ♦ Ок _
Хек? 6eS 2 "Чаяе*. '
(4, 22)
где “ коэффициент продольного момента профиля корневого се-
чения крыла при нулевой подъемной силе.
ПРИМЕР РАСЧЕТА ПРОДОЛЬНОГО МОМЕНТА КРЫЛА
Рассчитать зависимость ГП^ (С^^)для кРь,ла самолета, изобра-
женного на рис. 4. 56. vvvvvv.vokb-la. spb.ru - Самолёт своими руками..
ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ
t = 1О м; -3 2 м;
-- О; Л = 6, 7 ;
S - 15 м2;
£ — о Зак ср
&за*. ср £
~ средняя относительная
хорда закрылка;
, ,-,о
а. => чО - угол огкло-
4»5ак *
нения закрылка;
149
Рис. 4. S6,
С^4.2
Сеч. О — 6 -2 м;
Профиль - Р - Ш ~ ; С “1 0%;
Сеч. i-6 = 1, 5 м;
Профиль - Р-1- 15. 5: С 15, 5%;
Сеч. 2 6 = 1 м
Профиль ЯАСА - 4415; С = 15% ,
У>2«- 4° , Ц=Д2г«2,5м
РАСЧЁТ
1. Согласно рис. 4. 8 для сеч. 'О' № * - - О, <>2»
с« са
т. к. 7Г О; 1П / - - О, 22.
L Ха ,
2. Определяем m
a>mZ = - О, 04; Л7- = - О, 035; (П7 - - О, О0;
л0сеч» л9сеч1 * Ха сеч
(по рис. .7. 4.8, 4.24).
• 2
- - 04 • 22 «-0,16; ^=-0,035 1,S ~-0,07Э; ^г=~0 08 1—0р8,
3. Согласно рисункам 4. 54-4. 55:
к3“*9; *4-448, гп, ^0.033-0,019 9 0.48 = -OJ1$
*О кр '
.4. Искомая зависимость имеет Вкд:
,r,Ze„’-0.«? - 0,22 С„
www.vokb-la.spb.ru -<» Самолёт своими руками?!
150
4. 2. 4. РАСЧЁТ БИПЛАНА
Расположение крыльев друг над другом - биллеиная схема - позво-
ляет получить требуем'то площадь крыла при значительно меньших' га-
баритах. Однако, вследствие взаимного влияния верхнего и нижнего
крыльев,индуктивное сопротивление такой компоновки, как правило,
существенно выше по сравнению с монопланной схемой. Поэтому зада-
чей проектирования бипланной коробки (т. е. верхнего и нижнего крыль-
ев) является выбор параметров, указанных на рис, 4. 57, обеспечи-
вающих минимальное индуктивное сопротивление и высокую максималь-
ную несущую способность.
Рис. 4. 57.
Подбор параметров бипланной коробки может быть осуществлен сле-
дующим образом:
1. Согласно методике, изложенной в главе 3, определить требуе-
мую площадь $ (рассматриваемую 'впоследствии как суммарную
площадь верхнего $ н нижнего $_ крыльев).*
1 2
2. На основании конструктивных и компоновочных соображений вы-
ХВ дальнейшем индекс 1 будет относиться к параметрам верхнего кры-
ла, ИНД КС 2 - к нижнему. www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
151
Рис. 4. 58.
бирается размах верхнего Ц и нижнего L
£
а также высота коробки Н
3. По графику рис. 1. 58 в зависимости or
деляются коэффициенты э€ и К* .
4. Рассчитывается эквивалентное удлинение
крыльев ( )
Рекомендуется, чтобы ЛЭ/(£
^эк&
находилось в пределах
4
(Уменьшение удлинения сопровождается увеличением индуктивного со-
противлении).
5. Вычисляются площади верхнего и лнжнего крыльев;
С чя *__________
’ л-Кх/О-Кх) ’ (4. л)
С С _ Кх
У~~КХ ’ (-1.25)
Расчёт аэродинамических характеристик бипланно коробки рекомен*
дуется производить следующим образом:
1. Определяется (* и С., для каждого отдельно взятого
*о ya max
крыла билдаиа (по методике, язлож иной в 4, 2. 1 и 4. 2. 2. Вычис-
ляется коэффициент С х бнппанной коробки по формуле:
л0 www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
152
Р ~ .9*01 * $1 + вход • Sg
ХО S
(4. 26)
2. Опрекеляется С, бипланной коробки, хак наименьший яз
Ur max
И mnx£ ’
.3. Строится поляра биплана С,, =£СС-^*где
£ СД * *w
р “С 6 — ----
Мегопнкв построения поляры аналогична описанной в 4, 2. 2.
(4. 27)
i n snb ru - Самолёт своими руками?!
vvww-vokb-la-sp0-1 и
Глава 5. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ
ХАРАКТЕРИСТИКИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО
АППАРАТА
5. 1. ЛОБОВОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ
КРЫЛО И ОПЕРЕНИЕ
Расчет лобового сопротивления крыла, а также горизонтального к
вертикального оперений производится по методике, изложенной в гла-
ве 4.
При подсчете сопротивления трения на хвостовом оперении погранич-
ный слой следует считать полностью турбулентным ( ' О),
«МОЗЕЛЯ Ж И МОТОРНЫЕ ГОНДОЛЫ
Коэффициент лобового сопротивления классического фюзеляжа может
www.vokbla.spb.nl Самолёт своими руками?!
154
быть подсчитан по формуле:
SMCp 4
в X# Ср ОН в м срон
SM
м ср
(5. 1)
где " омываемая потоком поверхность фюзеляжа;
$м jp ~ площадь м’шсля (Hf и больше г о поперечного сечения) фюзе-
ляжа;
Ср “ коэффициент трения «ноской пластинки, определяемый по
т графику рис. 5 I;
- коэффициент, учитывающий переход от трения плоской плас-
« тины к трению на криволинейной поверхности фюзеляжа при-
веден на рис. 5. 1,
Рис. 5. 1
www.vokb-la.spb.ni - Самолёт своими руками?!
Таблица /1
н/м Конфигурация r I ^ХЛ
7 j> 0,034
, - - —TT -w. 1 | I 0, 13?
Г
3 jk^ 0, 14$
4 Z; www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими ot0&s друками?! ~
156
ПОРЯДОК РАСЧЕТА
1. Для расчетной скорости полета (например, Vme<) определить
1,1 ’
^е<Р “ 7,45 -13~5 *
где - длина фюзеляжа.
“ ср *
2. Ио графику рис. 3. 1. определить Q____________
.4. Пнчислить величину * L ф/ SfT
и но найденному значению согласно рис, 5, 1. установить коэффициент
Т?_
<>С '
!. Но цюрмуло (5. L) вычислить коэффициент лобового сопротивле-
ния фюзеляжа.
Расчет коэффициента сопротивления мотогондол производится анало-
гично.
Дли схеме тическ их (ноудобообтекаемпх) фчъэеляжей большая часть
сопротивления обусловлена силам*1 давления, поэтому коэффициент со-
противления определяют экснернмеигально в аэродинамической трубе,
лнл-> npHHtiMeior на основе статистических данных.
ШАССИ
Сопротивление неубираюшегося шасси, оцениваемое величиной С S
Лд * и
может быть определено по таблице 5. I, либо ресечктано как сумма
сопротивлений составляющих его элементов (колес, подкосов, амор-
тизаторов и др. ).
э ПРОЧИЕ ЭЛЕМЕНТЫ
15 конструкциях сверхлегких’ летательных аппаратов часто примен
юте я подкосы, стойки, расчалки, тросовые растяжки и др. , лэбов
сопротивление которых учитывается членом:
п
йС2аЭоп-{м *а, Sm‘’ (5-^)
r«o SM1 - площадь мядепя Сям^«оим. Р^м.7!
137
Знамении с. S...
***
липе 5, 2-
для некоторых типовых сечений приведены в габ-
Даблина 5. 2.
Размер , мм
d = 20 30 40 50 75 100
d = 25 1 50 75 100
& = 1 2 3 4 5
с,$,„2
*<*
1 метра
О, 001
О, 0016
О, 0022
О, 0026
О, 0035
О,0043
Профиль
Профилированные подкосы
О, 026 i Круглые трубы
0-052 ! .
Q 078 1 диаметром d
О*, 105 |
О, 0004 Авиационные ленты
О,0006
О, 0008 толщиной &
О, ООЮ
О, 0012
а = 2, ю 0, 62
3. 10 - 0, 57
4, 00 0, 55
5, 02 0, 55
Трос двойного плетения
диаметром pi .
СВОДКА ВРЕДНЫХ СОПРОТИВЛЕНИЙ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
Т а б л и ц а 5, 3.
№ п/п - t Наименование частей Характерная площе^зь S- м“ О X 0
1. Крыло (с учетом интерференции с фюзеляжем). Площадь плановой проекции -
2. Горизонтальное оперение *
3. Вертикальное оперение Площадь боковой яроекпин.
www.vokb-la.spb.r и - Самолёт своими рук ами?!
1S8
Продолжение таблицы 5. 3.
'1 Г” -у - ----- - —
- — * « * ,-rt_
4. Фюзеляж Плошадь миделя
5. |М о того ндо л ы
6. | Шасси
7. 'Прочие элементы (подкосы,
[расчалки я г. д. )
Коэффициент минимального лобового сопротивления летательного ап-
парата вычисляется по формуле
с = 1,оЛ С% *’ • <5 3)
х° i=1 °
5. 2. ПОЛЯРА САМОЛЕТА
Коэффициент подъемной силы самолета может быть в первом прибли-
жении принят равным коэффициенту подъемной силы крыла. Это предпо-
ложение позволяет при построении поляры самолета использовать зави-
< пмоегь
рассчитанную для крыла.
С<Н
Ко .ффппнонт сопротивления самолета вычисляется по формуле:
= Ск + Сх . , (5. 4)
где Сдо “ коэффяппент минимального лобового сопротивления;
С - коэффициент индуктивного сопротивления крыла.
Порядок расчёта и построения поляры самолета аналогичен соответ-
ствующей процедуре для крыла.
м, 3. АЭРОДИНАМИЧЕСКОЕ К /X Ч Е С Т В О
Под аэродинамическим качеством самолета понимают отношение
С!Ь
К = 0-- •
v^ft.vokb la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
159
OQ&i- ф
лежка мотодельта п ла но
ООО г
r.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
160
2280
WWWfvMSbf-la.Spb.i^ - Самолёт своими руками?!
161
www.vokbla.spb.ru - СалЙЗ^т^воими руками?!
162
7OOQ
www.vokb-la.spb.ru - Самолё^йвойми руками?!
163
Самолет .,/bponp.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
(О
1G
Рис.
164
www.vokb-la.spb.ni ^СамолетЧъоимм ^jyKailAr??
165
vvvvvv\vofi) *
166
167
Максимальное значение этого отношения характеризует аэродинамичес-
кое совершенство летательного аппарата. Величина может быть
определена как отношение
та прямой, проведенной из начала
в точке касания с полярой самоле-
координат.
к
рис.
В качестве примеров на
С,, (С ), полученные
$а <га ха
трубе моделей некоторых летательных аппаратов.
5. 2-5. 9 приведены зависимости
при испытаниях в аэродинамической
www.vokb-la.spb.ru Самолёт своими руками?!
Глава 6. ПОДБОР ВОЗДУШНОГО ВИНТА
Воздушный винт является важнейшей составной частью силовой уста-
новки, и от того, насколько он соответствует двигателю и летагель -
ному аппарату, зависят летно-технические качества последнего.
Помимо выбора геометрических параметров воздушного винта, осо-
бого внимания заслуживает вопрос о согласовании чисел оборотов вин-
та и двигателя, то есть подбор редуктора.
6. 1. ПРИНЦИП РАБОТЫ ВОЗДУШНОГО
ВИНТА
Лопасть виига совершает сложное движение - поступательнсе и вра-
щательное. Скорость движения элемента лопасти будет складываться
из окружной скорости й) Z и поступательной (скорости полета) -
V (рис, 6. 1),
В любом сечении лопАсги составляю— —
шая скорости V остается неизменной,
а окружная скорость будет зависеть от £>7*
величины радиуса, на котором находится
рассматриваемое сечеиие. Рис. 6. 1
Следовательно, с уменьшением радиуса Z угол подхода струи к
сечению увеличивается, а угол атаки сечения умень-
шается и может стать равным нулю или отрицательным. Между тем
известно, что крыло наиболее эффективно ’работает' на углах атаки,
близких к углам максимального аэродинамического качества. Поэтому,
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
170
для того, чтобы заставить лопасть создавать наибольшую тягу при
наименьшей затрате энергии, угол должен быть переменным по
радиусу; меньшнм на конце лопасти и большим вблизи оси вращения
- лопасть должна быть скручена.
Закон распространения толщин профиля и крутки по радиусу винта,
а также форма винтового профиля определяется в процессе проектиро-
вания винта и уточняется впоследствии на основании результатов про-
дувки в аэродинамических трубах. Подобные исследования проводятся,
как правило, в специализированных конструкторских бюро или институ-
тах, оснащенных современным оборудованием и средствами вычисли -
тельной техники. Опыгно-коисгрукгорскяе бюро, а также самодеятель-
ные конструкторы обычно пользуются уже разработанными семействами
винтов, геометрические и аеродииамические характеристики которых
представляются в форме безразмерных коэффициентов.
6. 2. ОСНОВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
Диаметром винта - 2) называется диаметр окружности, которую
описывают концы его лопастей во время вращения.
Ширина лопасти - эго хорда сечения иа заданном радяусе. В рас-
чётах обычно используют относительную ширину лопасти 6 с “g-. *
Толщиной лопасти на каком-либо радиусе называется наибольшая
толщина сечения иа этом радиусе. Толщина изменяется вдоль радиу-
са лопасти, уменьшаясь от центра винта к ..его концу. Под относитель-
ной толщиной С понимают отношение абсолютной толщины к ширине
X С
лопасти на том же радиусе: G в Ц““ •
''глом установки сечения лопасти ф называется угол, образован-
ии й хордой Данного сечения с плоскостью вращения винта.
Шагом сеченяя лопасти винта Н называется расстояние, которое
npjfiner эго сечение в осевом направлений при повороте винта на
один оборот вокруг своей оси, ввинчиваясь в воздух как в твердое тело-
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
171
Шаг и угол установки сечения лопасти связаны очевидным соотно-
шением
2^3 ’
(6 1)
реальные воздушные вииты имеют шаг, изменяющийся вдоль радиу -
са по определенному закону. В качестве характерного утла установки
попасти принимается, как пренила, угол установки сечения, располо-
женного на О, 75R от оси врашеиия виига, обозначаемый как .
Круткой лопасти называется изменение по радиусу углов между хор-
дой сечения иа данном радиусе и хордой на радиусе О, 75R, т.е.Ср~(Г .
Для удобства пользования все перечисленные геометрические харак-
теристики обычно представляют графически в функции относительного
— И 2 Z
текушегэ редиуса винта 2 я "р~ в —gj— ,
В качестве примере на рис. 6. 2 приведены данные, описывающие
геометрию двухлопастного винта фиксированного шага.
Если вянт, вращаясь с числом оборотов П>г , движется поступа-
° V
тепьно со скоростью V , то за один оборот ои пройдет путь ———
Н'С
Эта величина называется поступью винта, а ее отношение к диаметру
называется относительной поступью винта:
Л « А . (6. 2)
Л пс ф
Аэродинамические свойства винтов принято характеризовать безразмер-
ным коэффициентом' тяги
Р
о/ - -д-5.______ , (6. з)
коэффициентом мощности
R— (R
Р'рГэ3-’ <6-”
и коэффициентом полезного действия
2= у Л, ,р 5
где р - плотность воздуха, в расчётах может быть принята равной
О, 1 25 ^-с'-с- •
4 ’
м
www.vokb-Ia.spb.ni Самолёт своими руками?!
J72
ftj - угловая скорость вращения винта, об/с;
5) - диаметр винта, м;
Ри К ~ соответственно тяга и мощность на валу винта кгс, л. с.
Пример. Определить параметры сечения лопасти винта, изображен-
ного на рис. 6. 2, J) “ 1, 2 м иа расстоянии О, 27 м от оси вра-
щения; Сро = 20°.
l. Z = ZZ/O = °* = О, 45.
О, о
2. По графику при 3 “О, 45 , 6=0, 163 , С = О, 17,
10°30' г
Следовательно. 6 = О ® = О, 163 1, 2 = О, 196 м;
С = С *6 = О, 17 О, 196 = 0,033 м;
g> = 20°+ io°3oz » зо°зо'
3. Профиль сечения - RAF- 6.
= О, 12 с = О, 12-0, 033 = О, 0040 м,
2x6 = о, 09 с = О, 09-0, 033 = О, 0030 м,
При х/6 = О, 2; Л = О, 26 = 0, 0392 м,
-С = О, 961- О, 0030 = О, 0320 м, ^н= О и т. д.
6. 3. ТЕОРЕТИЧЕСКИЙ ПРЕДЕЛ ТЯГИ
ВИНТА
Для конструктора СЛА представляет интерес возможность без рас--
чёте в делать приближенные оценки тяги, создаваемой силовой установ-
, кой. Эта задача достаточно просто рашаеУся с ломошью теории идеаль-
ного пропеллера, согласно которой тяга виита представляется функци-
ей грех параметров; мощности двигателя, диаметра винта и скорости
полета. Практика показала, что тяга рационально выполненных реаль-
ных винтов всего на 15. . . 25% ниже предельных теоретических зна-
чений.
Результаты расчётов по теории идеального пропеллера показаны на
графике рис. 6. в, который позволяет определить отношение тяги к
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
173
мощности в зависимости от скорости полета и параметра N/ф^. Вип-
но что при околокупевык скоростях тяга в сильной степени зависит
от диаметра винта, однако уже на скоростях порядка ЮО км/ч уха -
занная зависимость меиее существенна. Кроме того, график дает на-
глядное представление о неизбежности уменьшения тятя вяига по ско-
рости полета, что необходимо учитывать при опенке латных данных
СЛА.
6. 4. ПОДБОР ВИНТА К САМОЛЕТУ
Подбор винта к самолету подразумевает выбор серии винтов, дна -
метра, угла установки попасти и угловой скорости вращения винта.
Под серией винтов фиксированного шага понимаются геометрически
подобные винты, у которых переменной величиной является только угол
установки лопасти. Желательно характеристики серий винтов выбирать
такими, чтобы расчётная точка (ЛрлГТ > приближалась к области
максимальных к. п. д. Практически для двухлопастных деревянных вин-
тов сверхлегких летательных аппаратов можно рекомендовать винты
серии СДВ-1 или аналогичные английские винты (рис. 6. 2-6. 5).
Винт фиксированного шага может быть оптимизирован лишь для од-
ного расчётного режима. Для малоскороетиых самолетов (сверхлегких
летательных аппаратов, могопланеров и пр. ) таким режимом можно
считать полег с максимальной скороподъемностью.
Итак, задача выбора параметров винта сводится к определению его
Диаметра, угла установки лопастей и частоты вращения, соответству-
ющих заданной мощности двигателя и обеспечивающих наибольшее зна-
чение к. п, д. на скорости попета соответствующей максимальной скоро
подъемное ти.
ПОРЯДОК РАСЧЁТА
1. По поляре самолета определить значение коэффициента подъем-
ной типы С , соответствующей максимачьному аэродинамическому
За н.Ь
качеству.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
174
/Са&рдинаты прсрилей fiAF-6* и &AF-6
с 0,020 Mf 0,70 0,20 0,00 0,40 0,50 0,60 0,70 0,00 0,90 5/
„•/с с — 0,037 0,144 0Г7'4 0,795 0,193 0,179 6,757 0,729 6693 0,063 § 1 <5 КА5-6»
&/С 0 — -о,об '0069 -0,072 -6,057 -60*1 -0076 6072 -0,062 -0,654 -0,044
м/с с 9,41 0,55' 0,756 6901 7,0 0,991 0,967 0,373 0,747 0,572 0,369 | 055*0 । | О,О9с\ TtA/7-6
&/С 0 С 0 С 0 0 0 0 0 0 0 0
Геометрические характеристики английских ЗинтеЯ
www.voktaajsjfe.'ru^- Самолёт своими руками?!
h
к
<0
Л
Коэффициент мощности двухлопастное о банта
английской серии
176
х/ Ъ о О 02 0,025 0,05 0,1 0,2 0,3 0,4 0,5 0,6
%/с о 0,0 76 0,189 0,304 Ц462 0,652 4726 0,737 0,706 0,633
Ун/с о — 0,121 0,16? 0,219 0,259 0,259 0,235 0,208 0,781
х/ 5 0,7 0,8 0,9 0,95 0,10
/с 0,523 0,406 0,242 0,754 О
Ун/с 4 154 0,729 0,10 0,086 О
Геометрические характеристики
бинта сдв -v
рис 6 ”0
www.voR6-la.spb.ni - Самолёт своими руками?!
177
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
178
179
2.
Вычислить наивыгоднейшую скорость набора высоты:
3.
н<* УГѻЯи.6
На основе компоновочных и конструктивных
(6. G)
соображений задать
ряд значений диаметра винта и частоты его вращения
(Пс = 30. . . Ю0%).
4. Для каждой пары значений © и Пс подсчитать величины:
75 Н . V на5
ргг» ©» ’ Л= Пс э •
5. По зависимостям р(Л) (изображенным на рис. 6. 3, 6. 5,
либо взять л из справочной литературы, если выбраны другие серии
винтов) определить соответствующие значении СР
* 0)75
для данного расчётного случая коэффициенте полезного
при наибольшем
действии
Результаты расчёта удобно представить в виде таблицы 6. 1.
Таблица 6. J.
— ПС1 р Л ч 1 1 1 CS»' L„ j
ПС£
• • «
It CI
fe) м Л С£
« * я
6. На основании приведенных вычислений принять значения ® > Пс ,
, обеспечивающие максимальный и рассмотренных к. и. д. При
этом может оказаться, что максимальное значение к. п. д. достигает-
ся при слишком большом диаметре винта. В этом случае следует ог-
раничить лиаметр (помня о том, что масса винта пропорциональна вто-
рой степени его диаметра) значением, начиная с которого увеличение
диаметра не дает гушествен^^е^^ руками?!
180
Следует отметить, что предложенная методика ресчёта не учиты-
вает взаимного влиянии винта и самолета, эффектов сжимаемости
воздуха, которые могут проявляться на концах лопастей большого диа-
метра при достаточно больших угловых скоростях вращения (таких, что
фР > 220 м/с). Однако дли винтов СЛА такой метод расчёта при-
ручен и дает удовлетворительные результаты.
Определив наивыгоднейшую угловую скорость вращения винта и зная
скорость вращения вала двигатели, прн которой снимается номинальная
Мощность, следует опраделкть коэффициент редукдян от двигатели на
ви"т. . пьВЬ
I —————
Пев
Наиболее простым и легким можно считать клиноременной редуктор
с числом ручьев 2-3, или редуктор с зубчатым ремнем. Ременные ре-
дукторы содержат в себе и демпфер крутильных колебаний вала двига-
теля, позволяющий обеспечить больший ресурс воздушного винта.
Пример. Выбрать параметры воздушного Винга дли сверхлегкого са-
молета с двигателем *ПриветГ
Исходные данные.
К 22 л. с. , И _= 70 об/с, С„ =1,0, (к ~181кгс,
2 с« Иан*
S - 10, 2 м ,
Винт серии СДВ-1.
' 2-Г81
O'tZS 4-fOJ
“ 1,1 V 0,125 1-10.2
www.vokb-la.spb.ru Самйлёт своими руками?.
181
Таблица 6. 1.
1 Л 1 о СТ) Ц11 - ООО g. 1 \ СУ 1 р 0, 11 ' 0, 06 О, 04 Л 0, 37 0, 31 0, 26 УоЛЗ Л*3
1, о 23 16 0, 54 0, 59
40 0, 083 0, 39 28 0, 5
1. 2 50 0, 042 0, 31 17 0, 615
60 0, 025 0, 26 12 0, 615
30 0, 091 0, 44 28, 9 0, 55
1» 4 40 0, 038 0, 33 16 О, 66
50 0, 02 0, 26 -11 0, 64
30 0, 046 0, 38 18, 5 О, 69
1, 6 40 0, 02 0, 28 11 0, 68
50 0, 017 0, 23
30 0, 034 0, 36 16 0, 7
1, 7 40 | < * 0, 015 0, 27 -
На основании проведенного расчёта = 1, 7 м при Г1С = 30 об/с
Однако заметим, что начиная с © = 1, 4 м к. п. д. при дальнейшем
увеличении диаметра растёт до 1,7м незначительно^ в тс время как его
масса увеличивается в—1, 5 раза. Принимая во внимание , кроме того ком-
поновочные соображения, устанавливаем © = 1, 4 м, = 40 об/с
%,75=16°. i=^L-x,75.
- ----------------
Определение оптимального сочетания частоты вращения и шага винта.
Прн подборе вннта кроме мощности двигателя и расчётной скорости
обычно известен диаметр вннта, выбираемый на стадии предваритель-
ной компоновки самолета. В этом случае легко определить сочетание
оборотов и шага винта, если на характеристиках р — с нанесен-
ными линиями постоянных значений к. п. д. построить кубическую па^*
раболу
о_ еоок -з .
р vTrir Л > <е-7)
' wvWv.vokb-la.spb.ni - Самолёт своими руками?!
182
гое скорость задается в м/с, а мощность в л, с. № данной кривой
выбираются значения н Л , обеспечивающие максимальный к. п. д.
При этом целесообразно подняться несколько выше точки максимально-
го к. п. д. , чтобы ценой незначительной потерн тягн на расчетном ре-
жиме получить ее прирост на больших скоростях. Соответствующие
обороты — У/ЛЗ) определят рапнонапьное передаточное отношение
I/
редуктора
Данная методика наглядно показывает, что на малых скоростях по-
лета, характерных для СДА, уменьшение диаметре винта неизбежно вы-
зывает уменьшение достижимой тяги.
Для рассмотренного выше примера при Э - 1,4м зависимость
(6. 7) *
$ - 600* 22 Л = 1, 06 Л 3
18, 53э- 1, 42
если ее Достроить на рис. 6. 5, выявляет значение к. п. д. J? -
близкое к максимальному, в точке с координатами Д = О, 35,
Р = 0, 045. Соответствующая частота врашеинн винта
П - J-St $3------= 37,8 об/с v 2270 об/мин.
с О, 35- 1, 4
относительный шаг h = О, 75, угол ~ 18°. Тяга
п = -Z£>£L.. fj = 75' 22 - О, 66 sa 59 к го
Н V * 18, 53
всего на 1О% ниже тяги идеального пропеллера определенной по гра-
фикам на рис. 6. 6 при V “ 66, 7 км/ч и = 22/1, 4^_ 1
Оптимизированный по этой методике вннт английской серии, хера
теристики которого даны на рис. 6. 3, обеспечивает заметно меньш
(на 5%} тягу, чем СДВ-1.
Дальнейшее увеличение шага винта в данном примере приводит к
быстрому уменьшению гнгн на расчётном режиме, а уменьшение шага
ограничивается необходимостью повышении частоты вращении винта и
более интенсивным падением frHrH ло скорости.
www.voRb4a.spD.ni - тСамолет своими руками?!
Глава 7. РАСЧЕТ ОСНОВНЫХ ЛЕТНЫХ
.ХАРАКТЕРИСТИК САМОЛЕТА
В результате расчётов летных данных определяются потребные мош
носги, диапазон скоростей, скороподъемность, радиус и время выпол-
нения виража, взлетно-посадочные характеристики. Приближенная ко
личественная опенка этих показателей вполне доступна самодеятельно-
му конструктору и требует знания следующих исходных данных*.
1, Геометрические параметры н вес самолета.
2. Мошность двигателя на расчётной высоте и зависимость тяги
или К. п. д. винта от скорости.
3. Аэродинамические характеристики: зависимость коэффициента
подъемной силы С,, от угла атаки и поляра С_ — JL( С,, ) „
яа т х '
7. 1. ПОТРЕБНАЯ МОЩНОСТЬ ДЛЯ
ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ПОЛЕГА
Погребная мощность в горизонтальном установившемся полете опре-
деляется произведением скорости попета на пограбиую тягу, равную
силе аэродинамического сопротивления, и вычисляется по формуле
* 270 • к * (7.1)
где (г - вес самолета, кгс)
К~ С„ /С - аэродинамическое качество;
ла
г*» 1
С^а“ 207 vT -
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
184
Во всех формулах данной главы скорость полета выражается в км/ч.
Поляру, то есть зависимость С =/(£ }в летном диапазоне углов
ха У-а
атаки удается аппроксимировать уравнением квадратичной параболы
2
С- = С_ . + А(С„ -В) , <7. з)
э-гтип
где CL. _ минимальный коэффициент сопротивления;
mirt
А - коэффициент ‘'отвала* поляры, характеризующий индуктив-
ное сопротивление;
3 - коэффициент "подъема" поляры, численно равный значе-
нию Си > при котором имеет место минимальное аэродинамическое
сопротивление. В v только для крыльев с отклоненной механизацией
или имеющих тонкий профиль с большой кривизной.
В случае, когда В = О
2 , А
Сх =Сх +АС« (7-3)
где - коэффициент вредного сопротивления.
Для практического расчёта зависимости погребной мошностн от ско-
рости на рис. 7. 1 построена универсальная номограмма. Порядок ее
использования рассмотрен на конкретном примере:
1. Задается скорость полета 120 км/ч (точка 1).
2. Для принятой удельной нагрузки G/S = 40 кгс/м^ (точка 2)
определяется коэффипиент подъемной силы = О, 6 (точка 3) и
отмечается коэффидиенг индуктивного сопротивления =
(точка 4).
3. К коэффициенту индуктивного сопротивления прибавляется коэф-
фициент вредного сопротивления = О, 04 (точка 5).
4. В верхнем левом квадранте номограммы {
Сха “ С$а находится аэродинамическое
6).
Производится графическое умножение V
7) и деление на определенную в точке 6
чгний
(точка
для определенных зна-
К = 9, 5
качество
на (г =
величину
450 кгс
аэродинами-
ки = 21 л. с.
М _Л1
(точка
ческого качества (точка 8). Искомая потребная мощность Xti
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
185
www.v&S4a.sp'b.ni - Самолёт своими руками?!
186
считывается в точке 9,
В результате расчётов по данной номограмме или непосредственно
по формулам (7, 1), (7. 2), (7. 3) строится зависимость74^ от V
в ожидаемом диапазоне скоростей ’с некоторым его перекрытием. При-
мер показан на рис. 7. 2.
Рис. 7. 2.
7. 2. МАКСИМАЛЬНАЯ СКОРОСТЬ
ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ПОЛЕТА
И СКОРОПОДЪЕМНОСТЬ
На график рис. 7. 2 наносится также завнснмость от скорости рас-
полагаемой мощности винта
Я = N /> -»? =£Л—~ . (7.4)
^р 6PS 270 *
где - произведение к. п. д. винта и редуктора,
- тяга винта, кгс.
Правая точка пересечения кривых Np(V} н <Nn(V) определяет мак-
f 1>м и ну.о скорость горизон^жад№а.Самолётсвоими руками?!
187
Вертикальная скорость при наборе высоты рассчитывается по форму-
ле
V .7^-Nn2 , м/с
(7. 5)
При этом на рис. 7. 2 строится зависимость ОТ V(пунктирная линия)
и определяется наивыгоднейшая скорость набора высоты, при которой
достигается максимальная величина Vu ,
о
Угол наклона траектории набора высоты в градусах
6= «470-^
Расчёт по последним формулам можно заменить простейшей номограм-
мой, представленной на рис. 7. 3.
(7. 6)
la.sj)B.i§ - Самолёт своими руками?!
188
7, 3. РАСЧЁТ ВИРАЖА
Изменение направления полета самолета в горизонтальной плоскости
производится главным образом за счёт возникающей при накрененин
самолета горизонтальной проекции подъемной сипы (рис. 7. 4. )
Тем самым создается центро-
стремительная сила 2. , искривля-
<Г
юшая траекторию полета. Посколь-
ку вертикальная компонента
должна быть равна весу самолета,
подъемная сила . Следо-
вательно, при выполнении виража
необходимо обеспечить нормальную
перегрузку
= у«_= _J________ .
п$а О- costf
Рис. 7. 4.
(7. 7)
Данное соотношение выполняется при любой скорости полета. Из
него следует, что даже в случае достаточно "крутого* виража с кре-
ном 60° погребное значение нормальной перегрузки равно 2. Необхо-
димо заметить, что более нлн менее длительный попет с перегрузкой
2 (вираж, разворот) может оказаться невозможным не по причине
недостаточной прочности, а по причине недостаточной располагаемой
мощности: произойдет потеря скорости и сваливание самолета. Поэто-
му легкие самолеты самодеятельной постройки обычно выполняют раз-
вороты с меньшими углами крена 20 . . . 30°, при которых П не
ТО
намного превосходит единицу и потребная мощность не превосходит рас-
полагаемой.
Основным. управляющим воздействием на развороте является задава-
о
емый летчиком угол крана. Радиус виража и время разворота на 360
в зависимости от eg* и скорости V (км/ч) определяются следующи-
ми простыми формулами www.vokbla.spb.ru Самолёт своими руками?!
189
Г^0,00& , м (7t8]
t « 22,6 ~ > с . (7' 9
5 V
Для всех самолетов выполнение виражей ограничивается на больших
скоростях полета запасом мощности, а на малых - запасом подъемной
силы. Например, создание перегрузки = 2 для виража с креном
о ®
60 вполне реально при скоростях полета, превышающих в 1,5 раза
скорость сваливания Vcg • Однако необходимое для сохранения ско-
рости практически двухкратное повышение тяги вин id обычно невозмож
но для сверхлегких самопетов с маломощными двигателями и узким ди
апазоном < лрости. На каждой скорости полета предельный yi он крена
нд вира е определяется как меньшее значение из двух соотношений
Тпр^ агсса^') ,
ТпР^=агсМ8(^.).
(. кО
(7. 11)
Расчёт по формулам (7. 8). . . (7. 11) поз опяет построить зависимос-
ти Г,
D
7. 5) и ог еделить скорости, при которых до-
nt отV(рис.
Б
190
все сказанное справедливо в случае правильного виража, выполня-
емого без скольжения. При небольших углах крена некоторое уменьше-
ние радиуса виража можно получить за счёт скольжения на внешнее
крыло, отклоняя руль направления в сторону разворота Однако эго
небезопасно на малых скоростях полета, поскольку на углах атаки,
близких к критическому, угол скольжения провоцирует сваливание в
штопор.
7. 4. ВЗЛЕТИ О-П ОСАДОЧНЫЕ
X1РАКТЕРИСТИКИ
Исходным положением для
расчета взлетно-поеадочных характеристик
является определение скоростей сваливания. Различают минимально воз-
можную скорость Vc сваливания в посадочной конфигурация, заданную в
ОТ Г, и скорости сваливания Ус< на взлетном или крейсерском режимах
Взлетом называется этап движения самолета от начала разбега
достижения безопасной скорости V-— 1, 2V и высоты И условного пре-
“ Су Z
пягсгвия, которая по принятым нормам составляет 10, 7 м
На режиме взлета рассчитываются скорость отрыва, длина резбега и
полная взлетная дистанция, включающая воздушный участок до высоты Н
Сопэсно общим техническим требованиям скорость отрыва должна
быть ие меь°е 1
1VC[ , где - скорость сваливания во взлетной кон-
фигурации
Ус = 14,4 »/?- - Г-------
' V 5
, км/ч.
(7. 12)
Здесь
* тал
Длина разбега
конфигурации.
(7. 13)
, М
та кисе соответствует взлетной
огпр
I О
г тс - средняя тяга н разбеге, для предварительных опенок мож-
но Принять Р-» = ( 2 • ’ ' £ > 5 *
‘г
J ~ коэффициент тренич опорных у<. тройств идесси о повеохдость
фтр 44 www.vokblafspb.ro -Самолет своими рукайк..
191
валегной полосы.
Для колесного шасси средние значения коэффициента грения качения
даны в следующей таблице:
Сухая бетонная полоса в хорошем состоянии Влажное бетонное покрытие или с дефектами Г Гр = 0, 03
и неровностями 0, 05
Мокрая бетонная поверхность 0, 07
Твердый грунт О, 05
Мягкий грунт 0, 1
Вязкий грунт о, 2
Сухой мягкий грунт ипи песок 0, 25
Мокрое травяное покрытие 0, 13
Сукое травяное покрытие О, 09
Укатанный снег 0, 05
Рыхлое снеговое покрытие О, 07
Талый снег 10, . . 20 мм на твердом основании О, 06
Для заторможенных колес 1 “ О, 25
+тр
В случае лыжного шасси коэффициент грения скольжения по снег у в
зависимости oi температуры и состояния поверхности лежит в пределах
О, 03. . . О, 1. На сухой травиной ВПП коэффициент трения скольжения
составляет О, 15 . О, 18, а на сукой грунтовой полосе О, 2 О, 3
более
После отрыва производится разгон самолета до безопасной скорое i и
, которая должна превышать скорость сваливания не менее, чем
на 20%, с последующим набором безопасной высоты Н_ = 1О, 7 м
Длина воздушного участка взлетной дистанции
V £ ~ V отр
2 25ь
Рь 1
(7. 3 П
(г
wwtV.^'o^b la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
192
Здесь без
дин амическое
рое в случае
большой погрешности можно принять
Р6«2Я^в.
а аэро-
качество приравнять максимальному значению, кото-
квадратичной поляры (7. 3) лег^о вычисляется по форму-
ле
К (7.15)
max 2 v А С-
«о
и достигается при сравнительно больших значениях С
Посадка - конечный этап полета, включающий снижение с высоты
10. . . 15 м (в момент прохождения входной кромки ВПП) с последу-
ющим выравниванием, приземлением и пробегом до полной остановки
самолета. Скорость захода а посадку согласно общепринятым в ави-
ации техническим требованиям должна на 30% превышать скорость сва-
ливания в посадочной конфигурации.
vJn»i.3Vc=ia,7/f-
С„
км
Ч '
(7. 16)
"^то обеспечивает необходимый запас подъемкой силы для корпекдии
траектории снижения по глиссаде и для выравнивания. Данная скорость
может f лгь получена при различных сочетаниях режима двигателя и
угла Qнаклона траектории планирования. Дпя легких самолетов
углы с - -5. , . -7 . В случае задросселнрованного двигателя го-
ризонтальная дистанция снижения с высоты 10 м прн отсутствии вет-
ра
L =l0fi£L2!l
б А С —
хст
(7. 17)
где Г = О, 59 Сц , н С — С + А* 0,35
В процессе выравнивания самолет снижается до высоты О, 1. . .0,5м
и тормозихся до поса .очной скорости VnoC , которая определяется со-
отношением
_ .. & 1 км
VM? ТТ- ’ -Ч-> (7 .8)
WWW.vg№. spb.ru - Самолёт своими руками?!
193
где С ~ значение коэффициента подъемной силы, соответствующее
ООО углу атаки в момент приземления.
Обычно С беретсн не более О, 800». , поскольку скорость
У ^rt/we tfemax
ижЛ- не должна быть менее 1, 1 УЛ .
пре
Длина участка выдерживания вычисляется по формуле
г. ^0 004-К (VZ - ) (7.19)
Vs лее ' *
в которой среднее аэродинамическое качество можно принять равным
максимальному, учитывая влияние близости земли на аэродинамические
харакгернстнкн.
Точный расчёт дистанции, необходимой дли торможения самолетг
после приземлении, требует интегрирования уравнений движения, В
литературе известны следующие грубо приближенные формулы для дли-
ны пробега £
г - лл J, Г- V пое
~0,0045—— -—------------------- (7 20)
(0,8/Kwk)+ |тр
в случае шасси с носовым колесом и
L„poff“0.0045(0.e/K^0>2ifrp (7.21)
для самолетов с хвостовой опорой.
Здесь коэффициент трения в случае применения тормозных колес с сред-
нем ревняется О, 2. . . О, 3.
Сумма длин воздушного н наземного участка составляет длину по-
садочной дистанции. Потребная длина посадочной полосы с учетом обес-
печения безопасности выбиреетсн такой, чтобы она i.e мечее чем в
1, 6 раза превышала посадочную дистанцию.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
194
7, 6. ПРИМЕР РАСЧЁТА ЛЕТНЫХ
ХАРАКТЕРИСТИК СВЕРХЛЕГКОГО
САМОЛЁТА
Рассмотрен двухместный сверхлегкий самолет, схема которого была
приведена на рис. 5. 4.
Основные данные;
Вес с двумя пилотами
* 340 кгс.
- 17, 3 м2.
= 60 л. с.
Площадь крыла
Мощность двигателя
Поляра самолета аппроксимирована выражением (7. 3 ), где С«. я
О, 08; А =0, 06. Последние коэффициенты уменьшены по сравнению
с экспериментальной полярой, представленной на рис. 5. 4 по резуль-
татам продувок недостаточно жесткой модели в аэродинамической тру-
бе при малых числах Рейнольдса.
Результаты расчёта рекомендуется оформлять в следующей таблице,
по порядку строк которой ведетси изложение последовательности .вычис-
лений:
1 V» км/ч 50 60 70 80 90 100 110 120
2 СЫа 1, 63 1, 13 0, 83 0, 64 0,5 0, 41 0, 34 0, 28
3 Ял * 9, 24 10, 5 12, 9 16, 5 21, 4 27, 8 35, 7 45, 3
4 ?в 0, 41 0, 47 0, 52 0, 56 0, 59 0, 62 0, 63 0, 63
5 Яр , АД 24,6 28, 2 31,2 33, 6 35, 4 37, 2 37, 8 37, 8
6 Яр -Яп 18,30 17, 7 18, 3 17, 1 14 9, 4 2, 1 7, 5
7 Vy , М/С 3, 4 3, 9 4 3, 8 3, 1 2, 1 0, 46 -
8 14 13, 4 11,9 9,7 7, 1 4, 3 0, 9 -
9 Яп/Яр 0,37 0, 37 0, 41 0, 49 0, 6 О, 75 о, 94 —
10 (V/Vc4)2 * 1, 2 1,6 2, 1 2, 7 3, 3 4 4. 75
L1 т“р 0 32, 8 51, 7 61 53» 1 41, 4 20
12 гБ, М 44, 7 31 28, 4 48, 6 90, 7 266 —
и с - 16, 8 1О 8 12, 2 20, 5 54, 6 —
— 0 9 - —— — ~ www.vokb-li .spTT.ru - С амолёг CBt ими рук авт hi
195
1, Задаемся скоростями полета,
50. . . 120 км/ч.
Далее рассчитываются:
2. Коэффициент подъемной силы
мятой компоновки Сч “ 1. 35,
в данном примере в диапазоне
по формуле (7, 2). (Для при-
чему соответствует скорость свали-
вания V* 3 55 км/ч. Поэтому минимш ^ная скорость горизонтального
V
попета 50 км/ч может быть реализована только с использованием ме-
ханизации крыла).
3. Потреб гая мощность по (7. 1) или по номограмме на рнс. 7. 1,
строится график Nn(V)(cM, рис. 7. 2),
4. Коэффициент полезного действия винта по известной зависимос-
тн тяги винта от скорости попета.
5. Располагаемая мощность на вияте ^В ’ СГР°ИТСЯ эа-
ви сим ость (рис. 7. 2). Определяется максимальная скорость
горизонтального полета V_ = 112 км/ч.
max
6. Разность Кр-Яп .
7. Вертикальная скорость набора высоты по формула (7. 5),
функция Vtt(V) показана на ряс. 7. 2.
8.
9.
10.
11.
Г ' ’
Угол наклона траектории набора по (7. 6).
Отношение потребной и располагаемой мощностей Яп/Д4р.
Располагаемая нормальная перегрузка Ям =
в га так с
Предельный угол крена иа вираже пр »
Радиус вяража Гд. •
g с разворотом на 360°.
12.
13. Время выполнения виража t
Характеристики виража в функция скорости представлены на ряс. 7. 5.
Далее рассчитываются взлетно-посадочные характеристики в следую-
щей последовательности:
1. Минимальная скорость отрыва по (7. 12)
V - 60 Т1- * 1>1VC •
“ www.vokb-la.lpb.ru - Самолёт своими руками?!
196
2, Длина разбега (7. 13) по мягкому грунту при фТр = О, 1» Учи-
тывая, что в данном примере Л 2. 5 Я зд
L — 0,004 ------—-------в42м
UP U,VV* /2,5 60 ПЛ '
к 340 Ц7/
4. Длина воздушного участка взлетной дистанции (7. 14) дли набо-
ра высоты Н- = Ю, 7 м
Z 66*-60*
г Ю*7 + ~$Г '
Ц жй. — . - . ... - — а— 05*М .
2*00 5
340 " 7
5.
6.
Полная взлетная
Скорость захода
дистанция t ** Lp + L X 110 М .
на посадку (7. 16)
V}n*72i*->b3Vc .
7. Дистанция планирования с высоты Юме задросселнрованным
двигателем по формуле (7. 17)
. m 0,59 1,35
ЬПА“ 10 0,064 0,06 d,55-1,355 ~ 67
6. Посадочная скорость Vn . Учитывая конфигурацию хвостовой
пос
части самолета, которая не ограничивает посадочный угол атаки, мож-
но принять Vnoft “ 1,1 Vfi я 60 Ар •
9. Дистанции, проходимая в процессе выдерживания (7. 19) с учб“
ТОМ (7.15) L- -0,004 0,5 V-ГТГ— (72я-60я) % 40м .
______Ьм5
. 1О, Длина пробега по мягкому грунту (7. 20) без торможения
Л
колес 60‘
Lnp-0,W45 --------77 м .
11. Посадочная дистаннин с высоты 1О м
1*„в-~ипл+ Ь..1О+L„»i0OM
лес пл ebia. пр
www.vokb-la.spb.ru -
Самолёт своими руками?!
Часть IV. УСТОЙЧИВОСТЬ И
УПРАВЛЯЕМОСТЬ
Глава 8- ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
8. 1. ПОНЯТИЕ УСТОЙЧИВОСТИ И
УПРАВЛЯЕМОСТИ
Устойчивостью летательного аппарата называется его способность
без вмешательства летчика сохранять заданный балансировочный режим
полета и воэврещатыя к нему после прекрещения действия внешних
*
возмущений. Устойчивость условно ре злел я стоя иа статическую и ди -
намическую. Летательный аппарат статически устойчив, еспи при ма-
лом изменении углов атаки, скольжения и крена возникают силы и мо-
менты, направленные иа восстановление исходного режима полета. Ди-
намическая устойчивость характеризуется затуханием переходных про-
цессор возмушеиного движения.
Управляемостью самолета называется его способность выполнять в
огвр-j на делен шравленные действия летчика любой предусмотренный в
процессе эксплуатации маневр при допустимых условиях полета.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
198
Балансировочными режимами полета называются режимы, при кото-
рых действующие на самолет силы и моменты уравновешены.
Статическая управляемость самолета характеризуется по гребным я
для балансировки самолета отклонениями органов управления, переме-
щениями рычагов управления и усилиями не них. Прн оценке динамичес-
кой управляемости рассматривается характер реакции самолета на от -
клонение органов управления для перехода к новому режиму полета.
Для достижения удовлетворительных показателей динамической устой-
чивости и управляемости требуется в первую очередь обеспечение ста-
тической устойчивости самолета.
Существуют понятия продольной н боковой статической устойчивости.
Под продольной статической устойчивостью понимается свойство само-
лета после прекращения действия внешних возмущений возвращаться без
вмешательства летчика к начальным значениям угла атаки и скорости
полета, а под бок свой - к начальным значениям углов крена и сколь-
жения. Соответственно харектерисгики управляемости принято делить
на продольные и боковые.
8. 2. УПРАВЛЕНИЕ САМОЛЕТОМ
Дня обеспечения необходимой устойчивости и управляемости самоле-
ты с аэродинамическим управлением имеют стабилизирующие я управля-
ющие поверхности. Для обеспечения продольной устойчивости и управ-
ляемости самолета обычной схемы применяется хвостовое горизонталь-
ное оперение, которое состоит вэ неподвижного стабилизатора и руля
высоты. Для обеспечения боковой устойчивости и управляемости при-
меняются вертикальное оперение,, состоящее из неподвижного* киля и
руля направления, полеречное "V * крыла и элероны (на крыле). Эле-
роны служат для поперечного управления. Руль направления - для путе-
вого. Управление осуществляется путем отклонения рулевых поверхнос-
тей посредством рычагов управления - ручки и педалей. При помошя
румки осуществляется улравленн^^ в^т^
199
моши педалей - рулем направления. Схема управления показана на
рис. 8. 1.
Рис? 8. 1
Применение других вариантов системы управления (например, когда
управление элеронами осуществляется не ручкой, а педалями, или ког-
да нажатию на правую педаль соответствует отклонение руля направле-
ния влево) недопустимо. Также недопустимо сочетание аэродинамичес-
кого и балансирного управлений.
У самолетов схемы 'утка* продольное управление осуществляется с
помощью руля высоты, расположенного на переднем горизонтальном
оперении. Положительному перемещению ручки ('от себя*) должно со-
ответствовать отрицательное отклонение руля высоты (задней кромкой
вверх). Объединение функций руля высоты и элеронов на переднем го-
ризонтальном оперении, несмотря на конструктивную простоту, нецеле-
сообразно. Применение управляемого стабилизатора, управляемого пе-
реднего горизонтального оперения и поворотных полукрыльев вместо
элеронов не рекомендуется.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
200
Требования к системе управления предусматривают ограничение до-
пустимых люфтов, уровня трения н упругих деформаций.
В некоторых случаях, возможно, потребуется корректировке усилий
на рычагах управления. Для их снижения применяется осевая или рого-
вая компе нее пня, уменьшающая шарнирные моменты рулевык поверхнос-
тей.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Глава 9. ПРОДОЛЬНАЯ СТАТИЧЕСКАЯ
УСТОЙЧИВОСТЬ И УПРАВЛЯЕМОСТЬ
’ 9. 1. ОПРЕДЕЛЕНИЕ СРЕДНЕЙ
АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ ХОРДЫ КРЫЛА
Средняя аэродинамическая хорда (САХ) крыла является характер-
ным отрезком продольной оси крыла, от начала и в долях которого
отсчитываются координаты центра масс я фокуса самолета. Длина
САХ (см. рис. 9. 1) трапециевидного крыла определяется как
б “ А:—rvl * *
А 3 7(7 + П
Координата носка САХ относительно носка корневой хорды вычисля-
ется по формуле
(9.2)
ГХ»
w t V + 2
^А (Г“ Ъ + f (9-3)
и www.vokb-la.spb.ni - Самолёт своими руками?!
202
Здесь ^0 - корневая хорда; - сужение крыла, равное «А;
I - размах крыла; £ - концевая хорда; Эг - угол стреловидности
К * п к
крыла по передней кромке.
Для прямоугольных крыльев =" 1, ^пк » О САХ практически
совпадает с корневой хордой.
На рис. 9. 1 справа показан простой графический способ определе-
ния САХ трапециевидного крыла.
9. 2. ФОКУС,САМОЛЕТА
Фокусом по углу атаки называется точка на САХ крыла, относи-
тельно которой продольный момент остается постоянным при малых
изменениях угла атаки. Другими словами, фокус является точкой при-
www.vokb-la.spb.ni - Самолёт своими руками?!
203
ложения прирешения аэродинамической силы при изменении угла атаки.
Следует различать понятия фокуса и центра давления. Последний
является точкой приложения равнодействующей всех аэродинамических
сил. Координаты фокуса и пенгра давления идентичны только у крыль-
ев симметричных профилей, но не могут совпадать для реального ле-
тательного аппарата.
фокус самолета определяется фокусом изолированного крыла и его
смешениями из-за влияния остальных частей и силовой установки. На-
иболее существенен сдвиг фокуса от влияния горизонтального операния,
пропорциональный его площади и плечу относительно центра масс. У
самолета обычной схемы (с задним расположением гори зонтальиого
операиия) фокус смешается назад, у схемы "утка* (с передним Г. О)
- вперед. Расчет положения фокуса совместно с определением центра
тяжести позволяет сделать вывод о продольной статической устойчи -
вости проектируемого летательного аппарата. Для обеспечения продоль-
ной статической устойчивости необходимо, чтобы фокус самолета на-
ходился позади центра тяжести. В этом случае при отклонении от ба-
лансировочного угла атаки появляется восстанавливающий продольный
cl
момент, что соответствует отрицательному знаку производных m и
С у *
ГП коеффициеита момента тангажа по углу атаки и по подъемной
силе*
Влияние работы силовой установки на продольную управляемость
самолета обычно положительно благодаря обдувке оперения струей вин-
та. Поэ’тому расчётным случаем является попет с остановленным или
задросселировамным двигателем. В этом случае координата фокуса
определяется соотношением
Ж- = ,
Fc Fffro FH)
где - положение фокуса без горизонтального оперения;
_ г ВГо
ДОС г - сдвиг фокуса горизонтальным оперением.
Fr0
фокус без горизонтального оперении олределгется фокусом нзопи-
www.vokB-Ia.spb.ru - Самолёт своими руками?!
(9. 4)
204
роваиного крыла и сдвигом фокуса вследствие влияния фюзеляжа
(9. 5)
Ж - Л + да .
F*p Гф
Здесь координата фокуса изолированного крыла JC- находится по фор-
Fxp
муле
я =а_ +o,ois.
FKp F"P
Положение фокуса профиля, приведенное к САХ крыла, определяется
(9. 6)
по характеристикам профили крыла. При отсутствии данных можно при-
нять X - & .
г пр
Смешение фокуса крыла относительно положен ня фокуса центрально-
го сечения, вызванное стреловидностью, находится по формуле
ДХС Л"V/ <е-7>
где - удлинение крыла; % - стреловидность по линии 25% хорд.
Фюзеляж в основном сдвигает фокус вперед, смешение достигает
3. . . 5% САХ и вычисляется как
. s « - к . JL .
Д ОС — С £ й
*ф F 5 * 6 д , u
Здесь Ct - производная коэффициента подъемной силы по углу атаки *
(Су ,0*раД) определяемая по рис. 9. 3. Коэффициент находит-
ся по рис. 9, 2 в зависимости от удлинения фюзеляжа
и отношения др /1^ ^CMi Рис- 9. 1). Плошадь проекции фюзеляжа
б плене
(9. £()
определяется П9 формуле
ф * ^Ф ‘
(9. 9).
Следует отметить, что данная Методика разработана для фюзеляжей
обычной формы и ие применима для СЯА, имеющих гонкий хвостовые
балки.
Сдвиг фокуса для самолета обычной схемы хвостовым горизонталь-
ным опереиием находится по Формуле .
г www.vokb-la.spb.ni - Самолет своими руками?!
205
Az
Рис. 9. 2.
AXF<.e = °.SAre^-(l-6*), <9.10)
где A pg - коэффициент статического мсмента площади горизонтально-
го оперения.
Аго“ Т® ^го' ^го * <9* Х1)
Плечо горизонтального оперения» Lrfl отсчитывается от фокуса само-
лета без Г. О. до четверти хорды стабилизаторе, Коэффициенты произ-
водной по углу атаки подъемной силы горизонтального оперен ня
и крыла d определяется по рис. 9. 3 в зависимости от удлинения
и Л .
'
Величина £ - производная уГла скоса потока у оперения по углу
атаки крыла достигает значений О, 4. . . О, 6 и рассчитывается по эм-
пирической формуле
. (912)
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
206
Рис. 9. 3.
где Л - удлинение крыла;
крыла
, определяется по
- коэффициент, учитывающий сужение
формуле
(9. 13)
* =0.72+0,20
V
- коэффициенты, учитывающие изменение скоса при удале-
Г л f
от крыла, определяются я зависимости от безразмерных (в
2Lro/l: Уro- 2(yr0-Xr(Suw)4
кии Г. О.
долях полуразмаха) величин X
по формулам
— — 2
^я='.55 -0,65Хго+О.ЗХга,
(9. 14)
Ч =f-1,£5/yre
<Г
(Э. 15)
Здесь У - вертикальная координата Г. О. относительно линии,
проходящей через САХ крыла. Практически расчет по формуле (9. 10)
дает сдвиг фокуса
ДЭСГ (0.4- .. ..0,6") го ,
'"го
который беэ большой погрешности может быть использован для предва-
рительной оценки продольной устойчивости самолета обычной схемы с
горизонтальным оперением на тонкой хвостовой балке. Анализ результатов
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
(9. 16)
207
продувок ряда моделей спортивных самолетов с обычным фюзеляжем
пае г следующее приближенное cooi ношение для определения положения
фокуса самолёта
Хр 0,2 + 0,3 А го . (9. 17)
с и
Помимо указанной методики расчёта сдвиге фокуса горизонтальным
оперением можио пользоваться номограммами, показанными на рис
9. 4.
208
Для самолета схемы 'утка' скос потока крылом у оперения отсут-
ствует, а само оно сдвигает фокус вперед. Величина сдвига находится
из соотношении
~ ЛГО^ ГО * » (9.18)
где коэффициент учитывает влияние фюзеляжа на обтекание пе-
реднего горизонтального оперения. Имеются экспериментальные данные,
на основании которых можно считать, что К •
9. 3. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ДИАПАЗОНА
ДОПУСТИМЫХ ЦЕНТРОВОК
Центровка летательного аппарата характеризуется координатами его
центра тяжести относительно САХ. Эксплуатационный диапазон иентро-
вок определяется крейиимн положе ни ими центра тяжестк, возможными
при изменении расположении некоторых грузов и их весов в процесса
эксплуатации. Для большинства самолетов обычной схемы центровка,
отсчитываемая о г носка крыла в долях САХ, должна лежать в диапа-
зоне
ЗСГ **0,2 ... 0,3 . (9.19)
На этот интервал следует орнентироватьси в процессе проектирования.
Расчёт положения центра тяжести ведется по следующим формулам
с помощью центровочной ведомости с разбиением самолета на агрега-
ты (рис. 9. 5).
. (S 20>
(9. 21)
и =
У G '
t www.vokb-la.spb.ni - Самолёт своими руками?!
209
где С-1
- вес агрегата или элемента, в т. ч. пилоте;
- координаты его центра тяжести.
Важным параметром самолета является нейтральная центровка, при
которой теряется продольная статическая устойчивость. Это происхо-
дит при совпадении координат центра тяжести и фокуса самолете
F С
В реальном полете поведение самолета в значительной мере опре-
деляется запасом устойчивости по перегруэхе, который рассчитывает-
ся с учетом дополнительного стабилизирующего эффекта аэродинами -
ческого демпфирующего момента, поэтому центровка самолета, при ко-
торой самолет обладает нейтральной устойчивостью по перегрузке, име-
ет более заднее положение и определив геи как
-/ -
ОС = X — -—2— ,
Т» Гс Я ,
Коэффициент продольного демпфирующего момента П1 *
ляетси по формуле
(9. 22)
вычис-
т"я-- 69ягвАгвЕгв (9.23)
www.vokbla.spb.ru - Самолёт своими руками?!
' 210
Коэффициент относительной плотности
jU = „-Jei------“<,53 А- ’ f9 24)
ЦрС* Q
где р - вес самолета, кгс; р — 0,125 - плотность воздуха ).
Степень устойчивости самолета по перегрузке
en»xT-®;H=aT-«rc-42,3areAr()Lro|- (0-2В>
Предельно заднюю центровку СЛА целесообразно задавать из условия
получения нормируемого минимального запаса продольной статической
Су — —
устойчивости 10% САХ ( Ш и X ~ X _ в " 0,1 )
X 1 “"с
- - (9.
4/ W
Расчётные оценки показывают, что при этом автоматически выполняет,-
ся аналогичное требование к степени продольной устойчивости по пере-
грузке с освобожденным управлением (<о <-0, 1), поскольку повы -
шенне устойчивости за счёт демпфирования компенсируется дестабили-
зирующим эффектом свободно плавающего руля высоты.
Предельно передняя центровка ОС— определяется из условия балан-
' пл
сировкн на максимальных (посадочных) углах атаки с отклоненными
закрылками у земли по следующей формуле
О — • о
_ _ 0,9 К пр, • а го А го( вО 8 е<- егр .
Xrim ^Psro . С*»’0 + 4Си„ (9 27)
, Коэффициент, учитывающий торможение потока у Г. О. пря посад-
ке (^пос). находится в зависимости от положения операния относи -
течь но линии спутной эоны за крылом по графику на рис. 9. в. По
оси абсиисс отложено отношение. Xfj/6о , где XpQ- расстояние
от'задней кромки крыла до осн вращения руля высоты, а по оси орди-
нат - отношение у'0/Ъо(см. рис. 9. 7), где
ц' я Ц + х' 2° —1_____ (9.28)
УГ0 У ГО го с лао х-7 к •
www.vokb-la.spb.nl - Самолёт своими руками?!
211
Здесь Л* находится по формуле (9. 34) (см. ниже),
пос
Рис. 9. 6.
Рис. 9. 7.
Коэффициент Mg эффективности руля высоты определяется соотно-
шением ллошадей руля (St ) высоты и Г. О.
6 www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
212
Балансировочный угол отклонения руля высоты и <0 по абсолкпч-
НОЙ величине с учётом запаса для управляемости не должен превы-
шать О, 8 , где $_ - угол максимально возможного огклоне -
° max “max e
имя вверх. Максимально допустимый посадочный угол атакя £ХЯЛ_ со-
1К*С
ответствует коэффициенту подъемной силы, который должен быть не
менее, чем на 20% ниже величины С . поэтому реально
о ifamax
не должен превышать 12. . . 14 .
о
Потребный угол установки стабилизатора рассчитывается по
формуле (О. 36).
Приращение коэффициента подъемной силы при отклонении закрыл-
ков находится л о формуле
С
ДС -O.OZJ-^AcC* (9.30)
фааак b
Здесь зависимость изменения угла атаки нулевой подъемной силы
от угла отклонения закрылков и их относительной хорды
приведена на рис. 9. 8.
Отношение части площади
крыла, обе пуж ив аемой
закры. псами, ко всей пло-
щади
< (9. 31)
* I
Рис. 9. 8.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
213
Определение показано на рис. 9. 7. Коэффициент
m продольного момента самолета без Г. О. при нулевой подъем-
ной сила не зависит от центровки и в посадочной конфигурации вычис-
ляется как
m, -т, — о,25 &с „ . <«-32>
*°вго *° •а
Коэффициент подъемной силы крыла без закрылков при нс садочном уг-
ле атаки
«г.-.
га Та
tfsO
где С,. - значение коэффициента прн СХ =0 .
га
Расчёт скоса потока от крыла при полете вблизи земли с огклодан-ч
нымн закрылками производится по эмпирической формуле
с#Гв +32_йС > <9-3«>
£аос V I Лрк ^а^к).
Здесь “ расстояние задней кромки закрылков от земли в поса-
дочном положении самолета на нулевой высоте по нижним точкам пне-
вматиков шасси (асли закрылки занимают весь размах крыла). Для
закрылков, занимающих только внутреннюю половину размаха крыла,
величина соответствует высоте над землей задней кромки зак-
рынка при уменьшенном вдвое угле его отклонения.
Для зависающих элеронов по всему размаху расстояние tl^aK от-
считывается от их задней кромки в посадочном положении, второе
слагаемое в формуле (9. 34) не учитывается, а величина G *
*
бератся с отклоненными вниз элеронами.
„ -в
Для крыла без механизации угол скоса Спос определяется по фор»
муле 9. 34, полагая дСи в0> приняв ft, , равное расстоянию
За иск |Гак
задней кромки крыла самолета в'посадочном положении.
* Тх “ Рассчигываюгся ло формулам (9. 1S), (9. 14).
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
214
Расположение центре месс семолета для обеспечения устойчивости
управляемое пт должно находиться в следующих прадедах
статического момента оперения
Рис. 9. 9
ЗС_ < X* 5L • (9. 35)
тгп т т nj
Если условие (9. 35) не выполнив гея, го обеспечение приемлемой
центровки возможно либо за счёт перераспределении агрегатов и гру-
зов на самолете, либо расширением допустимого диапазона центровок
за счёт увеличения коэффициента
(рис. 9. 9).
Наиболее доступным и эф-
фективным мероприятием для
сдвиге вперед предельно перед-
ней гентровки является увеличе-
ние отрицательного угла уста-
новки стабилизатора относитель-
но САХ.
Потребный угол устеновкп
стабилизатора относительно хорды крыла ) определяется из ус-
ловия балансировки самолета на режиме полета с заданной скоростью
полета по маршруту с иеотхлоненным рулем высоты, т. в. с близким
к нулю усилием на ручке управлении
гр «=----:------
0,9АГпа
"О го
Кег0+ *е- 36)
где р - угол атаки нулевой подъемной сипы;
X 1° - скос потока у оперени^ фюзеляжем (для СЛА
хвостовыми балками 6^= О ;
с тонкими
С„ - коэффициент подъемной силы на расчётном режиме полете
*01 м по маршруту со сиоростью (М/С)
с = 16 &
Ь*аМ vis ’ (9.^7)
www.voKB-la.spb.ru - Самолет своими руками Г!
213
Рекомендуемые предельные значения составляют - 3. . . ^4°.
9. 4. РАСЧЁТ УСИЛИЙ НА РУЧКЕ УПРАВЛЕНИЯ Связь между усилием Р^ на ручке управления и шарнирным мо-
ментом Мш руля высоты определяется соотношением Р» S3 — К М в ш ш » (0. 38)
где
Mu-O,9mulSg6i <} . (0-39)
Здесь ч <ПШ - площадь руля высоты; - хорда руля высоты; - скоростной напор £ *= V t - коэффициент шарнирного момента, тш-т*ш аР0+ ти в6 , КГС « м* - (9. 40)
где { - отклонение руля высоты;
Об - угол атаки горизонтального операния. 1 * at 9 Коэффиц иенты Щ ш , ТП и определяется ниже.
Передаточное число, характеризующее кинематическую связь меж-
ду отклонением ручки управления и о склонением руля в ы
(рис, 9. 10) определяется как
bs't
к S3 ............. .
“ 57,3
Здесь & - диапазон углов отклонения руля высоты от
него положения вверх до максимального вика (желательно,
I « 50°);
- диапазон перемещения ручки управления (желательно
О, 2. . . Qrv^v.M^b la.spb.m - Самолёт своими руками?!
(9. 41)
мак сима л ь-
чтобы
216
Рис. 9. 10,
Коэффициент Кш для ЛА обычно находится в пределах 3. . .5 А .
В отличие от самолетов других классов может оказаться, что для
СЛА необходимы мероприятия для повышения усилий на ручке управ-
ления с пелью выполнения существующих требований по критериям уп-
равляемости. Поэтому оказывается целесообразным применение на
рулях высоты минимально возможной, так называемой конструктив-
ной компенсации, при которой лосок руля выполняется по окружнос-
ти, вписанной в контур профиля, с центром в оси вращения.
Для рулей с конструктивной компенсацией можно пронять следую-
(9, 42)
(9, 43)
щие выражения для расчёта производных коэффициента шарнирного
момента (9. 40).
г
т„--о,м-ат,
mZ-- о,f2ah-
*>го
Для нормального управления самолетом требуется выполнение ог-
раилчення ло величине градлента Pg усилий на ручка по лерегруз-
ке. который должен быть до абсолютной величине не меиее 2 кгс.
Указанный критерий определяется выражением
Си
гл * + - Л **
р.'
(9. 44)
'spb.ni - Самолёт своими руками?!
217
рЛ— — 0,9 m“ я 0 15 G
лгйАгопв$ * APoriBS
(9. 45)
Си
ш/ - степень статической устойчивости с освобожденной ручкой
управления; а° _
хх -а_ + -X -bfl(5A fl g , (9. 4G)
“ fc *Го В ” FC гс °
дг
m«rf
«3,
- т^57,ЗАгЛагв^ ^«(5^-69)АгА,СГ0 ,19. 47)
- коэффициент демпфирующего момента с освобожденной руч-
кой управления.
В общих технических требованиях к СЛА нормируются минимально
допустимое тянущее усилие Pg " -7 кгс на ручке управления для
создания максимальной эксплуатационной перегрузки и минимальное
усилие Pg я -5 кгс в процессе приземления на посадке. Проверка
первого требования не вызывает трудности, если определен критерий
Пи
р по (9. 44) и известна нормируемая максимальная эксплуаганн-
в 3
онная перегрузка Пи , которая для СЛА назначается в пределах
#mcut
3. . , 4. Расчёт усилия на посадке ведется по формуле (9. 38),
(9. 39) и (9. 40) при посадочной -скорости и балансировочном от-
клонении руля высоты О, в|&_ |. В этом случае слагаемое
а в Вщах
ГПш<*го в (9. 40) не следует учитывать, поскольку при больших
__ ci
отклонениях руля высоты величина 1П^ п° ^3) определяется
неточно, а вклад составляющей шарнирного момента, обусловленный
влиянием изменения угла атаки, в суммарное значение 171 ш много
меньше чем составляющей •
Нормируется также градиент перемещения ручки управления
Лв 0.48)
® www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
218
где
X
Ж1 __
р 57,ЗАгвагв пв ки
(9. 49)
। Пн
Желательно иметь значение | ДО *
дацнн по компоновке горизонтального
| не менее 25 мм. Рекомен-
оперения и руля высоты даны в
разделе 3. 3.
9 5. РЕКОМЕНДУЕМАЯ
ПОСЛЕДОВАТЕЛЬНОСТЬ РАСЧЁТОВ
ПРОДОЛЬНОЙ СТАТИЧЕСКОЙ
УСТОЙЧИВОСТИ И УПРАВЛЯЕМОСТИ
Этап расчёта
1.
2.
3.
4.
5.
6.
7.
8.
9.
10.
Определение САХ
Определение геометрических параметров
горизонтального оперения, обеспечиваю-
щих Аго " О, 45 с учётом рекомендаций
раздела 3. 3.
Расчёт координат венгра тяжести
Определение положения фокуса самолета
Определение предельно задней центровки
Расчёт угла установки стабилизатора и
проверка условия |Ср| < 3 . . 4 ; В слу-
чае невыполнения переход к л, 2 для
увеличения АГо .
Расчет предельно передней ^центровки
Проверка условия Xq*. pj ? Л
в эксплуатационном диапазоне центровки
и й случае невыполнения переход к л. 2
илн 3 с целью изменения Аго или цент-
ровки.
Расчёт пациентов усилий и перемещений
р^, Х , а также усилия Р$пос на
ручке управления при посадке.
Проверка выполнения требований —2>Pg 5
-10 кгс, Xgy<-2 5 мм, Ре„ос<-5 кгс.
В случае невыполнения изменить К ш ,
Формулы в тексте
раздела
(9.1). . (9. 3)
(9. 11)
(9. 20), (9. 21)
(9. 17), (9. 10),(9.8)
(9. 12). . . (9. 15)
(9. 26)
(9. 36)
(9. 27)
(9. 38). . . (9. 49)
площадь руля высоты, осевую компенса-
цию илн установить пружины в системе |
___j прав пения. I
WWW.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими -руками?!
219
9. 6. ПРИМЕР РАСЧЕТА ХАРАКТЕРИСТИК
ПРОДОЛЬНОЙ УСТОЙЧИВОСТИ >|
УПРАВЛЯЕМОСТИ САМОЛЕТА'ЕГОРЫЧ"
(ПО ДАННЫМ ФОРМУЛЯРА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА,
ПРЕДСТАВЛЕННОГО НА СМОТР-КОНКУРС СЛА-87)
Схема самолета показана на рис. 9. 11.
Ряс. 9. 11.
Исходные данные для расчёта.
1). Крыло
С 2
Площадь ° = 11, 4 м .
Хорда 6 28 м.
Размах t = 9 м.
Сужение = 1-
Удлинение Л а= в 9*/ И, 4 « 7,1 .
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
220
®3ак 9' 9 м ' ,
^^к~7,в/8,9-6,1.
2). Закрыл* ц
Плошаль, обслуживаемая закрылками
Удлинение этой части крыла ==
Размах закрылков 1^а(( e м .
Хорда в0.£в/И.
Относительная хорда 6^* «= Ь /& - 0,26/f, 26 « 0,22.
Угол отклонения при посадке и. = 25°
Высота задней кромки закрылков над землей в посадочном положении
= *• 2 м-
3), фюзеляж
Длина t(p = 5 м.
Диаметр миделя cL._*_ = 1.2 м.
мер
Ширина с1ф ~ 1. 24 м.
Удлинение Лф == 4ф /с/ф ж $/1,24 = 4,03 .
Вынос носовой части фюзеляжа относительно центра масс Хф« 1 м.
Относительный вынос носка фюзеляжа ХфвХф/1ф« 1/5 18 0,2.
4) . Горизонтальное оперение (Г. О, )
2
Площадь С " 1, 8 м .
Удлинение Л 3 4.
ГО
Плечо Г. О. Lr0 = 3, 5 м
Высота г. О. над плоскостью хорд У “ -О, 4 м.
Относительная высота Г. О. в долях полуразмаха при среднем полет-
ном угле атаки с< =5°
Уго=2^го-Х^1л 5’У 1= 2(гОЛ-3^ 0г067)/9 ~—0,15.
Относительное плечо Г. О. в долях полуразмаха крыла
ХГ(?-= 2Lre/t = 2-3,3/5 = 0,7в.Л^ 25
Относительное плечо Г. О. ют задней кромки крыла 77“^’^
Статический момент площади Г. О.
Ь Src> -lrp = 1, 8‘ = 0 43
Г0 S 6 д www.vokb Й?кр"1&Лт?®Самолёт своими руками?!
221
о
Угол установки Фго “ -2» 3 .
5) . Руль высоты
2
Площадь Sg « О, 9 м .
Относительная площадь Sg®* Sg/Sro e 0,9/1,6 ш 0,5 .
Хорда 4g “ О, 36 м.
Степень осевой компенсации .
Угол отклонения руля высоты вверх = -35°,
вниз 5"g ~ +25.
Диапазон углов отклонений руля высоты - 60°.
6) . Ручка управления
Ход ручки дХ = О, 25 м.
6 РП
Коэффициент передачиКв———Я— = ------122--- , д 9 1 /м
“* bXgS# О, 23’ 57, 3 ' г 1'М>
7) . Аэродинамические характеристики
Производная подъемной силы крыла по углу атаки 0 w О, 075
(определяется по рис. 9. 3 в зависимости от удлинения крыла Л =7).
О, 24.
5°.
Производная подъемной силы горизонтального one рання по углу атаки
“ О, 06 (определяется иа рис. 9. 3 в зависимости от удлине -
ння А^“ 4).
Положение фокуса профиля РИПА X
Коэффициент максимальной подъемной силы с неогклоненнымн закрыл-
ками С. « 1, 5.
«Гатях
Коэффициент продольного момента пря нулевой подъемной силе
^-0,032.
Критический угон атаки О? ® 19°.
КР
Угол атаки нулевой подъемной силы профиля 4 -3,
8) . Весовые характеристики
Взлетный вес аппарата в двухместном варианта (г
Центровка аппарата X ® 0,31.
9) .
Посадочная скорость VnoC в 65 км/чес (18, 1 м/с).
www.vokbla.spb.ru - Самолёт своими
“ 450 кгс.
руками?!
222
Крейсерская скорость VM * 100 км/час (27, 8 м/с),
1. Расчет положения фокуса самолета
Пог кение фокуса самолета определяется по формуле
X _ -х + дХ1 + ах . +с ГО Гф Fro
Здесь X =Х_ = hfto 0, 24- - координата фокуса крыла в долях САХ.
Сдвиг фокусе от р влияния фюзеляжа
ЛХ_ = — к 4* Ьф 1 5- 1, 24 1 S-6a а~ °’0012 11. 4- 1. 28 0,075
- -0, 034.
где Кр - О, 0012 определяется по рис. 9. 2 для параметров
Лф ~ 4 и ЭСф = О, 2.
Сдвиг фокуса от влияния Г. О.
ЛХ„го= 0,9-АГо^г Cf-C).
здесь е."1- %^-а,
где 7^ = О, 72+0, 28 (£ -1) =0, 72;
= 1, 55-0, 85*ХГЛ +0, ЗХГ = 1, 55-0, 85* О, 78+0, 3- О, 782
го г®
Г Го
XF
кс
2.
3.
= 1, 07.
X. = 1-1, 25|У 1= 1-1, 25' О, 15 = О, 81.
. Г0
Тогда £ _ . О, 72' 1, 07* О, 81- О, 075 = О, 304;
7, 1
= 0 9* О, 43- <1-0. 304) - О, 215;
’ ' О, 075
= О, 24-Q034+0, 215 = 0, 42.
Предельно задняя центровка
=Х -О, 1 - 0,42 - О, 1 - О, 32.
FC
Предельно передняя центровка
В пОу _ пр
ТпП Fcro +ЛСи ЛОК
% a nvc <ra,j0*
Здесь X- * О, 24 + (-0, 03) = О, 21.
Г6Го Fo
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
223
У гол атаки дрн посадке ©£ ° = 12°.
г ГОС
Коэффициент Подъемной силы крыла на посадке с «©отклоненными за-
крылками.-
С ^"О>«:а(оспв€-с«0) - о, 075- (12-(-3, 5)) - 1, 16.
"а,дос
Приращение коэффициента подъемной силы крыла при отклонении за-
крылков на угол 0.-*" 25°
® К5ддг ® Q а
ЛСи -о, 075 Дос = О, 07 5» * 6, 5 = О, 42,
5 11» 4 ’ ’
ГДвЛЧ>лк= 6» 5° П₽И ^|дг = 25°' = °' ^(₽ЙС- 9- 8)*
Коэффициент эффективности руля высоты =V"£‘ ~ 0,5 = 0, 707.
Угол отклонения руля высоты на посадке ,
8Лял„ = °- = 8‘ 35 “ -28°*
В пос в тол
Угол скоса потока при посадке
Cnoc V I 1*4 ?и Л^к Яа.ркУ
• о. 72* 1, ОТ 1, 16 +4^.- О, 42) = 2. 4°
• 9 (> 1 О| 1
Коэффициент торможения потока прн посадке К = О, 86 (рис. 9, 6)
тек как х;в/вв«2 ,
4- • -#• - - + _^_£. 2 - -О, 23.
Во 57»3 6е 1.28 57-3
Момент тангажа с отклоненными закрылками без Г. О. при нулевой
подъемной силе
efTl7 ~0» 25ДС " -О’, 032-0, 25- О, 42 “ -О, 14.
*Р 8Г0 Ло
Подставив найденные значения в формулу для определения предельно
передней центровки, получим
х - о 21» Д- 9~ °-ав' .»з-.'.-: о<--.7о7- 2^t?-2.3,2. a. ,i<l
Tf»a * 1» 16+0, 42
- О, 14.
Положение центра тяжести самолета, определенное по результа-
там взвешиванкя, удовлетворяет условию £30.^5-
гпп т 1 nt •
4, Степень статической устойчивости
www.vokbla.spb.ru - Самолёт своими руками?!
224
tfi/ — _
m = xr - x o,3i - o,42 •*-0,n t
удовлетворяет требованиям (см. (9. 26)).
5. тепеиь устойчивости по перегрузке
— - £
&п ~ «r“V42’3aAo^T"
- О. 31-0, 42-42. 3* О, 06- О. 43- 3, 5* - - О, 21.
в.
Степень устойчивости со свободной ручкой
управления
где степень статической продольной устойчивости с освобожденной
ручкой упревпения
Сц — — — J
mJ• -х -х ♦ ьх п -
лсб т Fc Ftv 8
з
= О, 31-0, 42+0, 215* О, 707 = -О, 034;
коэффициент демпфирующего момента с освобожденной ручкой управле-
ния
Я L
(50Пв"в9)Аг<>О™'Г"
=(50* О, 707 -69)- О. 43- О, 06- “Й"’ “3> в2-
1 ) Ь О
Коэффициент относительной плотности (9.24)
- 1, 63
450
11,4- 1, 28
- 50, 3.
Следовательно. Sn , » -О, 034- ~ ~ °’ ,ГО T”"'0 щ**
•*£5 5U, О
BtHuaef по абсолютной величине минимально допустимое значение.
7. Градиент усилия по перегрузке
Пц дв
-р * « р о- - _ 23- О. 11
- ГВ J С L^r
гое р ° о, 13 У*?» Е *0.13
Арр $
www.vokb-Ia.spb.ni - Самолёт своими руками?!
в - 2, 53 кгс.
4.2Ub&JLa&-4fiO"23 кгс.
225
8. Усилие на ручке прн управлении рулем высоты на посадке
^влосв тш ^8^8*} ПОС *
Здесь скоростной напор на посадочной скорости 65 км/ч составляет
2
=20,4 кгС/м‘.
Коэффициент шарнирного момента при посадочном угле отклонения ру-
ля высоты (У- = - 28°
8 nee 9 а
mu SBnoe ,
где т,и = - О, 140. = -о, 14- О, 06 = -О, 0084.
ш гр
Тогда ГПШ = (-0, 0084) (-28) = О, 23,
Ро = -О, 9* 4, 2‘ О, 23* О, 9- О, 36- 20, 4 = -5, 7 кгс,
в ПОС
что находится на грани приемлемого.
9. Определение угла установки Г. О,
Угол установки Г. О. определяетеи из условия получения нулевого
угла отклонения руля высоты на крейсерской скорости V = 100 км/ч.
nhs (а.- *«;
где С„ - коэффициент подъемной силы в прямолинейном крейсерс-
ком
ком полете по маршруту
г - - *£ 4/0 я л Я9
V^$~ W ®’И
и» _________1________ Г -О, 032+(0, 31-0, 4")' О, 82J 1-3, 5+1’
Уго о, 9* О, 43‘ О, 06
= -О, 8°
Действительный угоп = ~2» 3° несколько больше с целью балан-
сировки неучтенного в ресчёте пикирующего момента тяги винтов.
Пц
На этом режиме градиент ОС хода ручки по перегрузке
х"»=
“ WVW.VоНЬЛа .spb.ru - Самолёт своими руками?!
226
где
*___________За____________ 0.82 - --
57,3 A ro «rp ne ‘K« 57‘ 3' °* 43' °’ oe* 0( 707'4’2
- O, 19
пи
тогда Л Q ’ -О, 19/ О, 21 - -О. 04 м - -40 мм -25 ММ.
в
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Глава 10. БОКОВАЯ СТАТИЧЕСКАЯ
УСТОЙЧИВОСТЬ И УПРАВЛЯЕМОСТЬ
Под боковой статической устойчивостью понимается способность
самолета без вмешательства летчика после начального возмущения
возвращаться к исходным значениям углов крена и скольжения. На
намерение угла скольжения самолет реагирует движением крена и
рысканья, в связи с этим боковая статическая устойчивость опреде-
ляется флюгерной и поперечной устойчивостью.
Флюгерная устойчивость характеризуется способностью, самолета
самостоятельно, без вмешательства летчика, устранять возникающие
углы скольжения движением рыскания, а поперечная устойчивость -
взаимосвязанными движениями крена и бокового поступетельного
перемещения,,
Боковая управляемость определяется величиной управляющих мо-
ментов, действующих ца самолет относительно его вертикальной и
в
продольной осей, и обеспечивается соответствующей эффективностью
' www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими-руками?!
228
органов управления.
10. 1. ФЛЮГЕРНАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ
Степень флюгерной устойчивости определяется величиной пронзвод-
а°
ной коэффициента момента рысканья по углу скольжения , ко-
fl
торая за в нс н т от компоновки самолета и определяется формой и пло-
щадью боковых проекций фюзеляжа, мото го ед од, вертикального опе-
0е
рения и т. д. Для обеспечения устойчивости необходимо иметь ГП„<0,
а
Эго означает, что при скольжении самолета на правое полукрыпо дол-
жен появляться момент рыскания, разворачивающий его в правую сто-
рону н наоборот. В большинстве случаев величину ГП можно выра-
<Г
зить формулой
О С о * О
р Р Р Р А
+rnu, +ГПи + ГПи , (Ю.1)
J Утр У'б.О 1мг 1имт *
г
где - изменение степени флюгерной устойчивости, вносимое
* фюзеляжем;
g X м
ГПи. - изменение степени флюгерной устойчивости, вносимое
вертикальным оперением;
рв
Ш' - изменение степени флюгерной устойчивости; вносимое
е **мг* мотоговдоламн (при расчётах можно принимать
Р
mu = О, 00015 на каждую пару мотоговдол);
Змг а»
nv - изменение степени устойчивости, зависящее от вэанм-
Уинг кого расположения частей ЛА, определяется по табли-
це 10. 1.
Т а б л и ц а 10. 1
Тип самолета Од номо торны ё Двухмоторные
самолеты самолеты
Низкоплан -0, 00045 -0, 00025
Среднеплан -0, 0002 -0, 00015
Высокоплан 0 0
ж*
Величина ГП*' может быть спред еле на по формуле
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
229
т^°’7!Кр-5Г^
(10. 2)
где К « - коэффициент, определяемы* по графику рис. 10. 1 в за-
- эффективная высота фюзеляжа, м;
1ф - длина фюзеляжа, м;
Хф - расстояние от носка фюзеляжа до центра масс, м.
Значения Иф »1ф ИЗмеРяюгся как показано на рис. 10. 2.
Вместо расчёта по формуле 10. 2 можно воспспьаоваться но-
мо грамм ой, представленной на рис. 10. 3.
_ Д*
Величина определяется по формуле
"’«и “ " °i о В|.О' О°-з>
Bg.o “ (10.4)
где В» - коэффициент статического момента площади вертикального
fto оперения;
5д - плошадь вертикального оперения;
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
2 30
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
231
“ плечо вертикального оперения от центра масс самолега ли
половины средней хорды кнля;
/
Л1 q ~ коэффициент, определяемый по графикам рис. LO. 1. для
однокилевых или для двухкилевых самолетов в зависимости
от геометрического удлинения вертикального оперения.
Рис ,10. 4
www.VokD-Ia.spb.ni Самолёт своими руками?!
232
Для двухмоторного самолета площадь вертикального оперения иэ
условия обеспечения полета с одним работающим мотором должна удов
летворять условию
---[(8ООО0^т^- + 1)у- + 17,з], (10.S)
°Н &U ОТР
где - максимальный балансировочный угол отклонения рупя на-
Лм правления прн полете с несимметричной тягой, который
определяется нз условия 0,6 ft"
н гпак *
Ct - расстояние от плоскости симметрии самолета до ося вин-
те, м;
J4 - мощность работающего двигателя, л. с. ;
V
¥РГр
- скорость отрыва,
км/ч.
10. 2. ПОПЕРЕЧНАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ
Степень поперечной устойчивости характеризуется производной nt
коэффициента момента крена по углу скольжения, условие
₽ Л
иой устойчивости выполняется прн ГП <0. Эго означает,
поперач-
что в
случае возникновения угла скопьжеиия появляется момент, накреня-
ющий самолет в сторону отстающей консоли.
я0
Для летательного аппарата величину ГГг в большинстве случаев
Ж
можно представить в виде
А” ж 0°
хкр
гда
0°
гп\.
•*кр
ЗС МГ
0
амп
X
х ингц
(Ю. 6)
для
- коэффициент статической поперечной устойчивости изо-
лированного крыла;
0°
- доля m от вертикального опереиия;
ЗС
- величина, учитывающая влияние мо того идол, респоло-
женных на крыле, на
х 0 -4
этого случая в расчётах можно принять ГП = - 1, 5‘ 1О ;
МГ
других ГП — я О:
*
, - величина,
ИНГ
для
0
ГП —
г
характеризующая влияние компоновки ЛА на fn„
определяется ПО формуле www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
233
здесь
• Ь2 fl
fl _ пфгпач vo
^ииг $4
Iff
(10. 7)
S< ММГ ” коэффициент.
зависящий от взаимного расположения
крыла н фюзеляжа, определяется по таблице 10. 2,
Ав
ориентировочные значения ГП для некоторых
53 нит
там же приведены
схем самолетов.
Таблица 10. 2.
Схема самолета К ННГ Одномоторные самолеты Двухмоторные самолеты
Низкоплан 200 1 О «5 <т 2, S- 10~4
Среднеплан -20 -4 -1-10 -0, 5- 10“4
Высокоплан -220 -5- 10“4 -з- ю-4
Для изолированного крыла величину ГПС. можно определить по
х К р
формуле .
6е о
ГП =«£+?• . (10.8)
где значения Е и Г определяются номограммами рис. 10. 5, 10. в
в зависимости от следующих геометрических параметров крыла:
t - относительный размах центроплана;
©
ш - угол V -образности центроплана;
Т о*
- угол стреловидности крыла по линии 25% хорд, а также
от удлинения и сужения крыла.
В случае яестреловидного прямоугольного крыла, имеющего посто-
янный по размаху угол ф° поперечного V , применима простая
формула для расчёта показателя поперечной устойчивости
в*
«[-2.17-0,15(Л-6)]-10"4у°. 00.9)
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
234
www.vokbla.spb.ru - самолет своими руками?!
235
' Наличие положительной стреловидности крыла увеличивает запас по-
г
ларечной устойчивости и изменяет на величину, пропорциональную
с«
А О -5
дт* = -7,6? к 9с .
Лкр
Величину ГП приближенно можно определить по графику на
в зависимости от относительной площади вертикального опе-
и соотношения —, где fig о - расстояние от линии,
через центр тяжести самолета параллельно хорле крыла, ло
Точки, делящей высоту вертикального оперения пополам, (рис. 1О. 8).
(10. 10)
рис. 10. 7
рения
прохоляиюй
РЙс. 10. 7.
Рис. 10. 8.
www.voKb-Ia.spb.ru - Самолёт своими руками?!
236
Отклонение щитков и закрылков понижает поперечную устойчивость
ЛА, особенно у нязкопланных схем. Ориентировочно для крыла с уг-
лом с тралов ид нос г и до -3° по линии О, 25 хорд, пре щитках ипи
закрылках длиной 60% от размаха*крыла, шириной 20% от хорды кры-
ла, отклоненных на 30. . . 60°, поперечная устойчивость уменьшается
на величину,
дт!, «4-ю'4,
Рекомендуется соотношение производных поперечной и путевой ус-
тоЙчиеости самолета _
ГЛ*
%
Влиять на это соотношение наиболее целесообразно, меняя угол
(Ю. 11)
поперечного V • Потребный угол поперечного V консолей крыла.
Г
ЭВ
удовлетворяющий заданной степени поперечной устойчивости самоле-
та ПТ ~ , определяется из выражения
m О&мг ~ m aeg.e"E (ю. 12)
F
Анализ статистических данных показывает, что для самолетов низ-
коп ла иной схемы с прямым крылом с целью обеспечения приемлемых
1 ©’
характеристик боковой устойчивости желательно иметь угол в
о о
пределах 3. . . 5 . Для фюзеляжного высокоплана (j/ я О, для вы-
сокоплана без фюзеляжа. необходим угол поперечного V крыла
2.x. . 3°.
При расчёте флюгерной устойчивости биплана можно считать, что,
поскольку в ее обеспечении наибольшую роль играет вертикальное опе-
рение н фюзеляж, в формуле (10. 1У при вычислении производной
Йв г
гп 7; ** — о • Для определения производной ГП бипла-
^МГ &
на рекомендуется расчёт провести раздельно для двух положений
крыльев - верхнего я нижнего с учётом наличия угла поперечного V
каждого, а потом для самолета в целом определять среднее значение
www.vokb-la.spb.ni - Самолёт своими руками?!
237
Обычно для повышения запаса поперечной устойчивое г и нижнему кры-
лу биплана придают небольшую V -образность ( - 2. . 3 ).
Рекомендации по компоновке и вы»5ору геометрических параметров
вертикального одеяния, руля направления и элеронов Приведены в
разделе 3. 5.
1G. 3. РАС Ч Г- Т У С II Л И й НАР Ы Ч А Г А X
ПОПЕРЕЧНОГО И ПУТЕВОГО
У 11 Р А В ЛЕНИ Я
Усилия на ручке управления элеронами в прямолинейном полете
определяются по формуле
UJ
с»«
(1О« 13)
где
Pl
- коэффициент
р’
щ. э
расхода усилия от элеронов
m ш о 1 &
&э‘ S ’
о
«»
оГ
- производная
лу отклонения элеронов
»! г
т£я -o,i4[i-6,1
коэффициента шарнирного момента по у г-
s
9
К
m ’
э ' Sa ’
- производная коэффициента шарнирного момента элеро-
нов по углу атаки
«• S,
тшя-°’,г51 V S z’ua>
se6-s ’» <ta
- производная коэффициента поперечного момента по уг-
лу отклонения элеронов
ГП - [0,058 + 0,0065(£ -1~ Л3 ;
- угол стреловидности крыла по четверги чорд;
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
238
П - коэффициент эффективности элеронов,
jr
%•= у/^- и6У
£ - угол стреловидности по четверти хорд элерона;
k - коэффициент передачи усилий от элеронов
14J * 9
» ° £ глох
2Рт-к * 5™ 9
здесь/ - максимально возможное отклонение ручки от нейтрали;
rmox,
Обычно £? • 1, 2. ..1»8 1/м.
^Ш-9
Значения площади осевой компенсации §
веемой элеронами $ 0$ & 9 определяются.
и площади, обслужи-
0.К
как показано на рис. 10.9.
Рис. 10. 9.
Усилия на педалях от руля направления в
горизонтальном Полете
определяются аналогично .
ГПуй
Рн“-Рн
(1О. 14)
ЭС »
р »к
гн И4Н
г-де
г
8я « 6
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
239
'’н
= -a6 O fc o‘ ftM *
n««vx- MS^-
°6.t>
a °
A ° м max
*“ « SC M • 7.3
H max v '»Э
Xu - максимальное отклонение педалей от нейтрали, обычно
-"max
R =(lt5...3)l/M.
ш.н *
Значение S для руля направления определяется так же как для
V П
элеронов (см. рис. 10. 9).
10. 4. ПРИМЕР РАСЧЁТА ХАРАКТЕРИСТИК
БОКОВОЙ СТАТИЧЕСКОЙ
УСТОЙЧИВОСТИ И УПРАВЛЯЕМОСТИ
Расчёт характеристик боковой устойчивости по аналогии с разде-
лом 9. б рессмотрим на примере самолета *Егорыч'. Самолет име-
ет следующие характеристики:
1). Крыло
S =11,4 м2; L = 9 м; Л = 7; £ = 1; - 1,28 м;
1|г = 1, 5°; % = о°; S3 = 2, 18 м2; Ь3 *= О, 2о м; =5, 1 м;
$- А = Ю м2; А э = 0°; 8/ =-15°;?Л *= О, 15 м; 5Л = О, 468 м2
2). Вертикальное оперение: г-
www.vokb-la.spb.ru - Самолет своими руками?!
240
S6.O °- 87 «2: °- °«=Lte
-- t 20°; - 1,3 m; SM =
Hmox ° *> н
O, S м; X ч ~ O, J 5 M-
H
3 ). Фюзеляж:
~ 3 м; h^p "*•» 24 м; ~
эллиптического носка фюзеляжи).
* 3, 7 м; О. 031;SH « О. 63
О, Г>3 м\ SOr -- О, 0552 м*“; 6^ s
О, Л м (ог центра масс до начала
4). Расстояние от плоскости симметрии самолета до оси винта
d = О, .35 м.
5)
6).
Взлетный вес = 450 кгс,
Мощность силовой установки
2- 33 л. с.
7).
8).
Скорость отрыва
Ч?Тр
65 км/ч;
Максимальная скорость 130 км/ч
(.30 м/с).
(Горядок расчета:
£
1. Но таблице 10. 1 определим JTt для двухмоторного высоко-
^инТ
плана.
А
пч °‘ (Г
Эянт Р
2. Самолет имеет 2 двигателя без мотогондол. Поэтому СП*, О.
.. „ х» 1ф Пф 1%, t»<-
3. Вычисляем значения , -г~-~ , ---——-
1гр П-ср St
Имеем ХфЛф- °. I; Ьф/Ьрр 4; t^j/s t
4. Ио формуле (10. 2) вычисляем величину из
11меем
фике рис. 10. 3 откладываем по горизонтальной
Хф
не тс тую щую вычисленному значению ---- , и
О, 3.
А*
ГП .. или на гра-
#Ф
оси точку А, соот-
проводим вертикаль»
ную линяю до лерасечейия с прямой, имеющей ближайшее значение
, (точка В на рис. 10. 3). Затем провидим горизонталь j
Яда
пересечения с драмой, имеющей требуемое соотношение -
Р °
(точка С), отсчитываем значение Ш у (точка 5)
р° • 7Ф
‘(Hu »G, 0004 5.
3£Ю
5 Определяем удлиненно вертикального оперения
,до
£Р._
S-l
). I! меем
Л. = = W4 .
& о х>
wWvokb-la.spb.ru Самолёт своими руками?’
241
О. По графику на рис. 10. 4 определяем для полученного значения
Л» высокоплана Ц. =• О, 029.
ь.р ь»о
7. По формуле( Ю. 3) определяем
рА
Имеем ГПи - - О, 029' О, 031
8. По iJwpMvJie (10.1 Определяем
В°’
Имеем ПТ u - О, 00043 - О, ОО<
Ц *
? 6-0
- - О, 0009.
я •
) - - О, 00043, что по абсолют-
ной величине меньше в два раза рекомендуемого значения
Р°
ЮЛ JT - О, ОО1.
7
9. На самом дело из условия полета с несимметричной тягой на
взлете (формула 1О. 5) должно быть
^>_j—-о [(20000^-^*1) -°. *26.
5 О, 8* 20 L 450- G5 '*
а у самолета на S • „ = О, 08, что явно недостаточно. a
J Р-О £
10. Для расчета поперечной устойчивости определяем ГП х цнТ
по формуле1Q7).
Имеем mi - -220 ' 10-4 - -4, 2- Ю-4.
*— ми1* А -1 > 'I * ij
11. Определяем по графику рис. 10. 5 величину Г .
Для = 1 (точка А), Л -7 (точка В), с О (точка С).
Имеем F = -2, 3" 10 4 (точка о) ).
12.
Определяем по номограмме
-у*- = О (точка А), я 1
рис. 10. 6 эеличину Е
, 5° (точка В), = О° (точка С).
О, G* 10 \ точка Е).
конс= 1 5 ° имесм
LO"4.
™ *
Чо
= О, 08 (точка В) имеем
Для
для законновок П типа (точка Э имеем Е -
Для
-4, 05’
10.7’ определяем значение
= О, 1 2 (точка А),
= -2, 6* 1О 4 (точка С).
Р
формуле (Ю, 6) определяем величину прои людной ITI Л
-4 —4 -4 - 1
- 4, 05' 1О -2, 6' 1О -4. 2- Ю ” -I, 1-10 .
^£о
I
13. Но формуле (Ю. 8) определяем ГП —
А" „А _4 о
= -°, в- 10 -2( 3- Ю • 1, 5
***кр
14. По графику рио.
Для
•*6.0
15. По
ГП- =
Отношение производных ГПх/Пчи составляет 2,4, г. е. . в
т
www.vokb-la.spb.ni - Самолёт своими руками?!
242
2. . . 3 раза выше рекомендуемой величины, что обусловлено иедос-
гаточной флюгерной устойчивостью самолета и согласуется с отзыва-
ми летчиков.
16. Определяем усилие на ручке управления при отклонении элеронов
на максимальный угол в прямолинейном горизонтальном полете с мак-
симальной скорооью по формуле (10. 13).
Коэффициент эффективности элеронов
ПЭ = у/ ТГ^в" 1 ‘ °-468-
Производная коэффициента поперечного момента по углу отклонения
э лероноа
г т
ГП^ = -jo, 058+0, 0065 (<£ -1)J
$о$.э
S
= -[о, 058+0, 006L (1-1)1 °* 468‘ 1 ” О.ООва
* 111 4 У
Производная коэффициента шарнирного момента по углу атаки
<=" °’12 &,0~3’6ъ^ "°'12 1‘3,6°t^ ’
• О, 075 = -О, 00045.
Производная коэффициента шарнирного момента по углу отклонения
элеронов
= -О, 0037.
Коэффициент перздачи усилий от элеронов
, 15°
КШЗ~ ^рта/57Л * о, 15' 57, 3 ’ 11 745 1/м’
Коэффициент ресхо^ усилий от элеронов
, <• t £. _ . 74S 9..QQ37. ,я. о 2Й .
'«э т*» $9°э $ 1( 745 о, 0068 38 °’ 28
• - 22, 88 кгс.
1 www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Р7
ГЭ
243
Коэффициент подъемной силы в горизонтальном полете и угол атаки
^х-5
С3а gVr
2- 450
/Т^зс2: о'д = °*487-
ч - = ,,о
0 О. 075 *3* ° 3
Подставляя вычисленные значения в формулу (10. 13), получаем уси-
лно на ручке от отклонения элеронов на максимальный угол в гориэон
тальком прямолинейном
полете
ос°
т$°
Ш
<Х
= аа О. 0(М П5° +
22,88 q,487
О, 00045
О, 0037
3'0) я 4, 8 кгс.
17. Усилие на педалях при отклонении руля направления на макси-
мальный угол в горизонтальном полете определяем аналогично, вычис
лив значения следующих величин:
Пм в = ^ 63- 1=0, 70)
nA - -а' В. -П = ~ О, 029' О, 031' 0,79 • - О, 00071.
ч. в ад Ь * *
4 = -о./2 О - V^-X~-O,12.
О 055
(1-3, 6 Ь О, 029 = - О, 0014 ,
О, 55
т = - о
’PJCH
аб.о
в29• 01
’ и
-0,0032
R U и гпоу
ШН^ХН -57,3
"глох
х , т“н . G
8н и 5
20°
= 2, 327 1/м,
=2
О, 00071
11,4
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
244
Угол скольжения при полном отклонении руля направления на 20
й _ ZjnML „ _ <^2О£Ш . 20о. _31, 5°
Р гй> О, 00045
У
Подставляя определенные величины в формулу (10. 14), получаем
X р «= — Р гн (5"+’п?^) =
, , л О- 00071 t ор - . 31, 5) - 1 кгс.
114 о. 4А7 0,0032
Малые усилия на педалях и большие углы скольжения также свиде-
тельствую] о недостаточной путевой устойчивости самолета, которая
может быть улучшена увеличением плошади вертикального оперения.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ЛИТЕРАТУРА
1. Аэродинамике самолета/Под редакцией Бочкарева А. Ф. . Андре-
евского В. В.— М.: Машиностроение, 1965.
2. Аэродянамика/Под общей ред. д-ра техн. наук. проф. Мхитаря-
на А. М. ~М. t Машиностроение, 1984.
,3. Атлас аэродинамических характеристик профилей крыльев/Под
ряд. Мартынова А. К. БИТИКАП при ЦАГИ, 1940.
4. Бадягин А. А. , Мухамедов А. Ф. Проектирование легких само-
летов. -М. : Машиностроение, 1978.
5, Ветчинкян В. П. Избранные труды. Динамика полете. -М. :
Академия наук СССР, 1956.
6. Кревец А. С. Характеристики воздушных винтов. - М. : Оборон-
ли, 1941.
7. Краснов Н. Ф. Основы аэродинамического расчёта. -М. : Высшая
школа, 1981.
8. Карл Вуд. Проектирование сам слетов/Пер. с англ. Под ред.
Эскяиа И. И. , Калужяна А. Д. - М. : Оборонгяз, 1940.
9. Кашафутдянов С. Т. , Моисеева Р. В. Атлас аэродинамических
характеристик планерных крыловых про1|йлейг - М. : Машиностроение,
1966.
10, Красильщиков П. П.- Практическая аэродинамика крыла: Тру-
ды ЦАГИ. -Выл, 1459. -1973.
11. Костенко И. К. Летающие'крыльи. -М. : Маш иное гроеиио, 1985,
12. Кондратьев В. П. Летать, опираясь на знания//Моделист-хон-
структор. -1986. - Ns 9.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
246
J 1. Лигум T, И. Аэродинамике и динамике полета турбореактивных
f амо ютов. -М. : Транспорт, 197S.
1 1. Остославский И. В. , Титов В. М. Аэродинамический расчёт
самолета. - М. ! Оборонгиз, 1947г
1 5. Остославский И. В. , Калачев Г. С, Продольная устойчивость
и управляемость самолета. - М. : Оборонена, 1951.
LG. Остославский И. В. , Стражева И. В. Динамике полета. Устой*
чивоегь и управляемость летательных аппаратов. -М. : Машиностроение,
1 96 5.
1 7. Остославский П. В. , Стражева И. В. Динемиха полета. Тра-
ектории лога тельных аппаратов. - М. : Машиностроение, 1962.
18. Остославский И. В. Аэродинамика самолета. - М. : Оборонгиз,
1957.
19. Пышнов В. С. Из истории летательных аппаратов. - М. : Ма-
шиностроение, 1968.
20. Справочник авиаконструктора. Том 1. Аэродинамика самоле-
та. - Изд. ЦАГИ, 1937.
21. Самсонов П. Д. Проектирование и конструкции гидросамолетов.
-М. -Л. , НИТИ, 1936.
22. Соболев Д, А. Самолеты особых схем. - М, : Машиностроение,
1985.
23. Торенбнк Э, Проектирование дозвуковых самолетов. - М. :
Оборонгиз/ Пер. с англ. Под ред. Голубкова Е. П. - М. : Машиностро-
ение, 1983,
24. Ira Н. Abbott and Albert Б. Von Doenhoff "The-
ч - —
ory of Wing sections. McGraw-Ш 11 Book Company, Trio
1949.
25. F.W.Riegets Aerofoil Sections. London Butter-
flrrthfi, 19M.
26. AlthaUs D. Stuttgarter Profllkataiog I. Inati
tut fur Aerodynemik and Gas iynurii k dor univerqlt«t
Stuttfart.1972.
www.vokb-la.spb.ru Самолёт своими руками?!
УВАЖАЕМЫЙ ТОВАРИЩ I
Просим Вас все замечания по содержанию и оформлению нас тояшег и
издания присылать по адресу; G30051, г. Новосибирск-5 1 , СибНИ V
ОНТИ.
Ваши замечания и предложения будут рассмотрены и уч!енп при
повторном издании.
РУКОВОДСТВО ДЛЯ КОНСТРУКТОРОВ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ ДИНАРА НИЗ
САМОДЕЯТЕЛЬНОЙ ПОСТРОЙКИ
______________________ РДК СЛА
Изд. редактор С. Т. Истомина
МНСИ2Л0 Подписано в печать*?* . Формат ЬО к 6 1 1/16.
Печ. л. 14, 4, Уч. -изд, л. 15» 8. Тираж ЮПП экз. Заказ 187.
Отпечатано на ротапринте С ибНИА
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!